ANÁLISE TEÓRICA E EXPERIMENTAL DO...
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INPE-15172-TDI/1289 ANÁLISE TEÓRICA E EXPERIMENTAL DO DESEMPENHO DE UM ESTATO-REATOR A COMBUSTÍVEL SÓLIDO UTILIZANDO POLIBUTADIENO HIDROXILADO Gabriela Silva Moura Dissertação de Mestrado do Curso de Pós-Graduação em Engenharia e Tecnologia Espaciais/Combustão e Propulsão, orientada pelo Dr. José Gobbo Ferreira, aprovada em 1º de março de 2007. INPE São José dos Campos 2008
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INPE-15172-TDI/1289 ANÁLISE TEÓRICA E EXPERIMENTAL DO DESEMPENHO DE
UM ESTATO-REATOR A COMBUSTÍVEL SÓLIDO UTILIZANDO POLIBUTADIENO HIDROXILADO
Gabriela Silva Moura
Dissertação de Mestrado do Curso de Pós-Graduação em Engenharia e Tecnologia Espaciais/Combustão e Propulsão, orientada pelo Dr. José Gobbo Ferreira, aprovada em
1º de março de 2007.
INPE São José dos Campos
2008
621.313.53 Moura, G. S. Análise teórica e experimental do desempenho de um estato-reator a combustível sólido utilizando polibutadieno hidroxilado / Gabriela Silva Moura. - São José dos Campos: INPE, 2007. 156 p. ; (INPE-15172-TDI/1289) 1. Estato-reator. 2. Polibutadieno hidroxilado. 3. Gerador de ar viciado. 4. Teoria de regressão. 5. Impulsão específica. I. Título.
“Viver não é necessário: o que é necessário é criar.
Não conto gozar a minha vida; nem em gozá-la penso.
Só quero torná-la grande, ainda que para isso tenha de ser
o meu corpo (e a minha alma) a lenha desse fogo.”
Fernando Pessoa
A meus pais, ANTÔNIO LUÍS MOURA e
MARIA TEREZA SILVA MOURA.
AGRADECIMENTOS
Agradeço a todos que me ajudaram a vencer mais esta etapa da vida. À Fundação de Aperfeiçoamento de Pessoal de Nível Superior - CAPES,
pelo auxílio financeiro de dois anos de bolsa de mestrado e pelas viagens a congressos nacionais.
Ao Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais – INPE, pela oportunidade
de estudos. Ao Banco de Testes em Condições Atmosféricas – BTCA, pela utilização
de suas instalações e grande apoio. Aos professores do INPE pelo conhecimento compartilhado. Ao meu orientador Prof. Dr. José Gobbo Ferreira, pelo conhecimento
passado e pela orientação na realização deste trabalho. À Oficina Mecânica, pela orientação e apoio nas instalações da parte
experimental. Aos meus amigos do curso pelo estímulo.
RESUMO
Os estato-reatores, também conhecidos como estato-jatos, constituem um meio atraente de propulsão e seu estudo merece considerável interesse, tanto no campo experimental quanto no teórico. A grande utilização dos polibutadienos em foguetes, principalmente do polibutadieno hidroxilado, conhecido na literatura como hydroxyl terminated polybutadiene (HTPB), estimula a realização deste trabalho que visa à análise teórica e experimental do desempenho de um estato-reator subsônico, quando esse tipo de polímero é utilizado como combustível sólido. Os experimentos foram realizados utilizando-se um gerador de ar viciado do tipo tubo conectado, capaz de simular as condições do ar encontradas durante vôos supersônicos. O trabalho foi dividido em 3 etapas: avaliação teórica do polibutadieno hidroxilado utilizando-se modelagens matemáticas e códigos computacionais, recuperação e dimensionamento do equipamento, utilizando-se um modelo teórico para a queima do combustível e definição / instalação da instrumentação mais adequada para os testes experimentais de forma a adquirir e armazenar os parâmetros relevantes obtidos nos ensaios. Os seguintes passos foram seguidos na realização dos estudos: levantamento das características físicas e químicas do polibutadieno hidroxilado; avaliação teórica da combustão do polibutadieno hidroxilado utilizando-se modelagens matemáticas e códigos computacionais; recuperação e aperfeiçoamento do conjunto sistema gerador de ar viciado / estato-reator; análise teórica do desempenho do estato-reator utilizando o polibutadieno hidroxilado como combustível; dimensionamento de partes do sistema (dimensões do estojo do grão, das tubeiras, das câmaras de mistura) para os ensaios com o novo combustível; determinação da formulação do aglutinante (pré-polímero + agente de cura) com as melhores propriedades mecânicas para o emprego no estato-reator; estudo dos efeitos da câmara de mistura intermediária no desempenho do sistema; avaliação do modelo teórico obtido, através da comparação com os resultados experimentais.
THEORETICAL AND EXPERIMENTAL ANALYSIS OF THE RAMJET PERFORMANCE USING POLYBUTADIENE AS SOLID FUEL
ABSTRACT
Solid fuel ramjets (SFR´s) constitute an important subject in the current stage of propulsion research. These systems can incorporate the high performance achieved by conventional liquid fuel ramjets to the simplicity of solid fuel motors, leading to significant advantages related to fabrication and operation costs. A ramjet is an air-breathing propulsion device. As it flies at a certain speed and altitude, the air captured from the atmosphere is heated and compressed as it passes through the shock wave established in the air intake entrance section. Air pressure is additionally increased as it traverses the diffusion zone of the engine and, in the combustion section, this hot, high-pressure air stream is put in contact with some fuel, that can be liquid or solid. The resulting combustion gases are then expanded in a nozzle to produce thrust. The operational conditions during supersonic flights were emulated by the use of a vitiated air generator, connected-pipe type. Hydroxyl terminated polybutadiene is the fuel used in this research. It is the most commonly used binder for composite propellants. Its combustion properties are a matter of great interest in propulsion field. The ramjet combustion conditions allow the study of these properties, providing a means to evaluate its linear regression rate, a procedure which is otherwise hard to perform. The following steps were followed: review of HTPB physical and chemical characteristics; theoretical analysis of HTPB combustion using mathematical models and computational codes; theoretical analysis of the ramjet performance when using HTPB as fuel; definition of the system dimensions (grain case, nozzles throats and area ratios, and chambers) for use with HTPB; rebuild and updating of the existing vitiated air generator / ramjet engine set; determination of the best formula for the fuel (polymer + cure agent) as far as mechanical and propulsive properties are concerned; analysis of an intermediate mixture chamber and an extended recirculation zone influences on the system performance, and, comparison between theoretical and experimental results.
SUMÁRIO
Pág.
LISTA DE FIGURAS
LISTA DE TABELAS
LISTA DE SÍMBOLOS
LISTA DE SIGLAS E ABREVIATURAS
CAPÍTULO 1 - O ESTATO-REATOR1 ......................................................................V 27
CAPÍTULO 2 - O POLIBUTADIENO HIDROXILADOV........................................V 35
CAPÍTULO 3 - FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA.....................................................V 41 3.1 Taxa de Regressão Teórica do HTPBc...............................................................h 41
3.2 Configuração do Grãoc ..........................................................................................h 44
3.3 Processo Termodinâmicoc ....................................................................................h 46
3.4 Parâmetros do Desempenhoc ..............................................................................h 51
3.5 Sistema de Ignição do Estato-Reatorc ................................................................h 59
CAPÍTULO 4 - FUNCIONAMENTO DO SISTEMA EXPERIMENTAL E DETERMINAÇÃO DE SEUS PARÂMETROS RELEVANTESV ...........................V 65 4.1 Análise do Sistema Gerador de ar Viciadoc.......................................................h 68
4.1.1 Saída do Módulo Gerador de Ar Viciadoc .......................................................h 69
4.1.2 Vazões do Ar, O2 e H2 no Módulo Gerador de Ar Viciadoc ..........................h 73
4.1.3 Tubeiras de H2 e O2c
..........................................................................................h 75
4.1.4 Entrada do Módulo Gerador de Ar Viciadoc....................................................h 77
4.1.5 Módulo Expansorc ...............................................................................................h 80
4.2 Taxa de Regressão Teórica – cr&.........................................................................h 83
4.2.1 Cálculo do Fluxo de Calor para a Superfície do Grão ( sq& )c........................h 84
4.2.2 Cálculo do Diâmetro Interno do Grão, dic
........................................................h 84
4.2.3 Cálculo da Condutividade Térmica do Ar, karc
................................................h 85
4.2.4 Cálculo do Fluxo de Massa do Ar através do Grão, Garc
..............................h 86
4.2.5 Cálculo da Viscosidade do Ar, µarc
...................................................................h 87
4.3 Módulo Combustorc................................................................................................h 89
4.3.1 Simulação do Desempenhoc.............................................................................h 89
4.3.2 Comprimento da Câmara de Mistura Posteriorc ............................................h 92
4.3.3 Localização do Ponto de Reatamentoc ...........................................................h 97
4.4 Parâmetros do Desempenho Teóricosc..............................................................h 98
CAPÍTULO 5 - TRABALHO EXPERIMENTAL1 ......................................................V 99 5.1 Arranjo do sistemac ................................................................................................h 99
CAPÍTULO 6 - CONCLUSÕES...............................................................................V 111
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS1......................................................................V 113
APÊNDICE A1 .............................................................................................................V 115
APÊNDICE B1 .............................................................................................................V 137
APÊNDICE C1 .............................................................................................................V 139
APÊNDICE D1 .............................................................................................................V 153
APÊNDICE E1..............................................................................................................V 155
LISTA DE FIGURAS
1.1 - Diagrama esquemático de um estato-reator sólido. ..................................... 29 1.2 - Aspectos da queima de um combustível sólido em um estato-reator ....... 30 2.1 - Comparação do desempenho de um estato-reator utilizando diferentes
combustíveis sólidos ........................................................................................... 36 2.2 - Fórmula molecular básica do polibutadieno hidroxilado .............................. 36
2.3 - Estrutura molecular (a)isômero 2,4 e (b) isômero 2,6 .................................. 37 2.4 - Estrutura molecular do IPDI .............................................................................. 38 2.5 - Esquema da formação de poliuretano a partir de PBLH e diisocianato. ... 38 3.1 - Desenho esquemático da câmara de combustão. ........................................ 44 3.2 - Desenho esquemático de um estato-reator. .................................................. 47 3.3 - Volume de controle de um estato-reator. ....................................................... 52 3.4 - Empuxo e consumo de combustível de um estato-reator ideal ................. 58 3.5 - Empuxo e eficiências de um estato-reator ideal............................................ 58 4.1 - Desenho esquemático do sistema operacional ............................................. 65 4.2 - Diagrama do comportamento da temperatura e entropia no equipamento
................................................................................................................................ 67
4.3 - Esquema das condições a serem simuladas na saída do módulo gerador de ar viciado (resultados dos cálculos já adicionados na figura)................. 69
4.4 - Esquema das condições a serem simuladas na entrada do módulo gerador de ar viciado (resultados dos cálculos já adicionados)................... 77
4.5 - Esquema das condições a serem simuladas no módulo expansor (resultados dos cálculos já adicionados) ......................................................... 81
4.6 - Esquema do combustor..................................................................................... 83 4.7 - Esquema das condições a serem simuladas no módulo combustor
(resultados dos cálculos já adicionados) ......................................................... 89 4.8 - Gráficos de simulação dos parâmetros Isp, c* e Tc em função da razão de
equivalência. ......................................................................................................... 91 5.1 – Estato-reator recuperado, posicionamento horizontal ................................. 99 5.2 – Estato-reator recuperado, posicionamento vertical.................................... 100 5.3 - Desenho esquemático do sistema de fornecimento de ar......................... 101 5.4 – Pontos de medição ao longo do equipamento. (P = pressão, T =
temperatura, E = empuxo)................................................................................ 102 5.5 - Desenho esquemático da câmara de combustão com zona de
recirculação anterior.......................................................................................... 103 5.6 – Posicionamento dos cilindros H2 e N2 .......................................................... 104
5.7 – Posicionamento dos cilindros ar e O2 (a seta indica a válvula manual) . 104 5.8 - Desenho esquemático do sistema de fornecimento de ar......................... 105 5.9 – Comportamento da pressão, temperatura e empuxo durante ensaios sem
câmera de mistura intermediária..................................................................... 107 5.10 – Superfície interna do grão após queima .................................................... 108 B.1- Curva característica da válvula reguladora de pressão do ar.................... 137 C.1 - Esquema do sistema gerador de ar viciado / estato-reator ...................... 139
C.2 - Módulo combustor...................................................................................140 C.3 - Módulo combustor...................................................................................141 C.4 - Placa adaptadora............................................................................... ... 142 C.5 - Placa adaptadora....................................................................................143 C.6 - Estojo do grão........................................................................................ 144 C.7 - Câmara de mistura intermediária............................................................145 C.9 - Estojo do grão.........................................................................................146 C.10 - Câmara de mistura posterior.................................................................147 C.11 - Câmara de mistura posterior.................................................................148 C.12- Tubeira de ar frio....................................................................................149 C.13 - Tubeira de ar quente.............................................................................150
LISTA DE TABELAS
5.1 – Resultados dos ensaios sem câmara de mistura intermediária............... 106 5.2 – Resultados dos ensaios com câmara de mistura intermediária após ponto
de reatamento .................................................................................................... 109
5.3– Resultados dos ensaios com câmara de mistura intermediária na metade do comprimento do polímero ........................................................................... 109
5.4 – Comparação dos resultados dos ensaios com diferentes tipos de polímero.............................................................................................................................. 110
D.1– Lista de materiais ............................................................................................. 153 E.1– Procedimentos para a execução dos ensaios ............................................. 155
LISTA DE SÍMBOLOS
A* - menor área da tomada de ar [m2]
a - velocidade sônica na região [m/s]
A∞ - área real de captação do ar [m2]
Cp - calor específico à pressão constante [cal kg-1K-1]
Cv - calor específico à volume constante [cal kg-1K-1]
D - arrasto de compressão [N]
de - diâmetro externo do grão [m]
di - diâmetro interno do grão [m]
F - empuxo bruto do motor [N]
FER - empuxo do estato-reator [N]
FD - fator de depolimerização
f - razão mássica combustível / ar
fest - razão mássica combustível / ar estequiométrica
freal - razão mássica combustível / ar real
Gar - fluxo de massa do ar através orifício do grão [kg m-2s-1]
h - coeficiente de transferência de calor por convecção [cal m-2 s-1 K-1]
h - degrau de recirculação [m]
h0 - entalpia de estagnação [kcal / mol]
∆Hºf - entalpia de formação padrão [kcal / mol]
Hd - calor de depolimerização [J/g]
Hv,
- calor efetivo de vaporização [J/g]
Isp - impulsão específica [m/s]
Isp,c - impulsão específica por unidade de massa de combustível do estato reator [m/s] Isp,f - impulsão específica para motores foguete obtido do código computacional [m/s] κ ar - condutividade térmica do ar [cal m-1s-1K-1]
Lc - comprimento do grão combustível [m]
LCM - comprimento da câmara de mistura [m]
M - massa molecular [g/mol]
m& - vazão total (ar + combustível) [kg/s]
m&ar - vazão mássica do ar [kg/s]
m&c - vazão mássica do combustível [kg/s]
Me - número de Mach na região “e”
Mn - massa molar média do HTPB [g/mol]
M∞ - número de Mach na entrada do ar
Nu - número de Nusselt = hd/λ
P0,∞ - pressão de estagnação na entrada do ar [atm]
Par - pressão do ar
Pr - número de Prandtl = µCp/λ
P∞ - pressão na entrada do ar [atm]
Qr - entalpia de reação do combustível [kcal / mol]
sq& - fluxo de calor para a superfície do grão [cal m-2 s-1]
r& - taxa de regressão [mm/s]
R - constante do gás [Nm/kg/K]
Re - número de Reynolds =ρvd/µ
Sc - superfície de queima do grão combustível [m]
Ti - valor inicial da temperatura do polímero [K]
T0 - temperatura de estagnação [K]
T0,∞ - temperatura de estagnação na entrada do ar [K]
Tam - temperatura de amolecimento [K]
Tar - temperatura do ar [K]
Tc - temperatura adiabática da chama [K]
tres - tempo de residência [s]
Ts - temperatura da superfície do combustível [K]
Tv - temperatura de vaporização
T∞ - temperatura na entrada do ar [K]
var - velocidade do ar [m/s]
v∞ - velocidade de captação do ar [m/s]
Wn - Peso molecular médio
µs - viscosidade do ar à temperatura da superfície do polímero [kg m-1s-1]
µar - viscosidade do ar a uma temperatura média [kg m-1s-1]
ρar - massa específica do ar [kg m-3]
ρc - massa específica do combustível condensado [kg m-3]
γ - Cp/Cv
σ - diâmetro efetivo de colisão entre duas moléculas [Å]
Ωu - integral de colisão para a viscosidade
Ωk - integral de colisão para a condutividade térmica
LISTA DE SIGLAS E ABREVIATURAS
DBO - dibutil ftalato TDI - diisocianato de tolueno PBLH - polibutadieno líquido hidroxilado IPDI - diisocianato de isoforona HTPB - polibutadieno hidroxilado
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CAPÍTULO 1
O ESTATO-REATOR
O estato-reator é um dispositivo de propulsão aeróbica feito para atuar
quando a aeronave já possui uma velocidade inicial. Consiste basicamente de
um duto, dotado de uma tomada de ar com uma seção em forma de difusor
onde o ar capturado é comprimido e aquecido até níveis dependentes do
regime de trabalho do engenho. Na seção que funciona como câmara de
combustão o oxigênio do ar reage com um combustível, que pode ser líquido
ou sólido. Conforme o estado físico do combustível os artefatos são chamados
estato-reatores líquidos ou sólidos.
No primeiro caso, o combustível líquido é armazenado a bordo em
tanques adequados e introduzido na câmara de combustão através de
injetores. São engenhos de funcionamento mais flexível, permitindo uma
manutenção da razão de mistura ótima em diferentes regimes de vôo, através
da adaptação do escoamento de combustível líquido à quantidade de ar
capturada, que é função principalmente da velocidade de vôo. Obviamente,
permite ainda múltiplas interrupções e retomadas do funcionamento do
propulsor. Por outro lado, introduz uma complexidade crescente no conjunto,
necessitando de tanque, válvulas, sensores, comandos e controle,
normalmente computacional, em circuito fechado.
No estato-reator sólido, o duto é preenchido quase totalmente por um
combustível cilíndrico, mono ou multiperfurado. A reação entre o oxigênio e o
combustível ocorre no interior dessas perfurações. Entre os sistemas
propulsivos que utilizam o ar atmosférico como agente oxidante, o estato-reator
sólido é considerado o mais simples de todos. Essa simplicidade advém da
ausência total de partes móveis e de acessórios suplementares. Em
compensação, seu funcionamento não permite ajustes, pois a vazão mássica
28
de combustível é controlada pela área de queima instantânea disponível nas
perfurações e é aproximadamente constante. Essa aproximação é tanto mais
adequada quanto maior for o número de perfurações. Além disso, uma vez
disparado, funcionará ininterruptamente até a consumação completa do grão
combustível.
O estato-reator enquadra-se em uma das categorias dos sistemas de
propulsão por reação. O esforço propulsivo (empuxo) é obtido pela diferença
entre a quantidade de movimento linear do ar de entrada e aquela dos gases
de combustão na saída da tubeira. Tais sistemas dependem diretamente dos
processos termodinâmicos que ocorrem em seu interior.
Neste trabalho somente será estudado o estato-reator a combustível
sólido. O adjetivo “sólido” está, portanto, implícito, sempre que houver
referência àquele engenho.
O estato-reator pode ser dividido em três partes, como apresentado na
Figura 1.1 :
- difusor;
- câmara de combustão;
- tubeira.
O estato-reator é classificado como supersônico ou subsônico devido ao
tipo de combustão que se estabelece em sua câmara de combustão. Ele é
denominado subsônico, em inglês ramjet, se a combustão em sua câmara for
subsônica, e supersônico ou scramjet (acrônimo para supersonic combustion
ramjet), caso seja supersônica.
A Figura 1.1 esquematiza o funcionamento de um estato-reator subsônico
sólido. O ar atmosférico penetra no sistema através de uma tomada de ar e o
difusor que se segue estabelece um trem de ondas de choque onde o ar
29
incidente com velocidade v∞ é desacelerado até v1, convertendo energia
cinética em energia térmica de modo que T1>T∞ enquanto a pressão aumenta
de P∞ a P1. Na câmara de combustão o ar reage com o combustível sólido em
uma reação exotérmica praticamente à pressão constante já que a velocidade
v1 é pequena comparada com a velocidade do som. O resultado líquido do
processo é o aumento da energia térmica do fluido e o decréscimo da massa
específica. Ao final da combustão, grande parte das energias de pressão e
térmica é convertida em energia cinética por meio da tubeira, na qual o
escoamento é acelerado e expandido com a conseqüente queda na
temperatura de Tf até Ts. No caso ideal essa expansão chega até a pressão
ambiente. A diferença entre as energias de pressão e térmica das seções f e s
é maior do que aquela obtida entre as seções 1 e 2, portanto a variação na
energia cinética é maior na tubeira do que no difusor e vs é maior que v∞. Essa
mudança na quantidade de movimento da massa (m&svs –m&∞v∞) fornece o
empuxo.
FIGURA 1.1 - Diagrama esquemático de um estato-reator sólido.
Como o estato-reator não dispõe de meios próprios para a partida, deve
ser lançado do solo por catapultas ou foguetes, ou lançado ao ar por um avião
viajando em velocidades de vôo na faixa de números de Mach entre 2 e 5.
Portanto, embora possam operar em velocidades de vôo subsônicas, a razão
do aumento de pressão relacionada a altas velocidades de vôo torna o estato-
reator mais adequado para vôos supersônicos.
30
Em regimes de vôo hipersônico, a desaceleração até velocidades
subsônicas não é conveniente, pois implica em um incremento excessivo na
pressão, acarretando problemas estruturais no combustor, e em um grande
incremento da temperatura. A temperatura após o trem de ondas de choque
pode se tornar muito próxima à temperatura de chama adiabática, o que
resultaria na dissociação do combustível sem que uma força propulsiva fosse
produzida. Daí a necessidade de manter o regime em escoamento supersônico
no interior da câmara de combustão (scramjets).
A combustão do polímero em estato-reatores a combustível sólido
processa-se no interior da câmara do modo sugerido na Figura 1.2:
FIGURA 1.2 - Aspectos da queima de um combustível sólido em um estato- reator
Segundo Migueis (1986), na primeira zona de combustão, anterior ao
ponto de reatamento, o suporte de chama é criado pela diferença entre os
diâmetros da entrada de ar e interno do grão. Essa zona é caracterizada pela
grande turbulência, elevada taxa de transferência de calor e uma mistura
bastante efetiva entre o ar, os produtos quentes da combustão e os vapores
provenientes da pirólise do combustível. A queima dentro dessa região rica em
combustível é responsável pela difusão da combustão ao longo da câmara e a
energia liberada, dentro ou ao longo da fronteira dessa zona, tem que ser
suficiente para sustentar a combustão no restante da câmara. Existe uma
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altura “ha” mínima do suporte de chama para que ela seja estável e se auto-
sustente que é essencialmente dependente do fluxo e da temperatura do ar.
Cada tipo de combustível sólido em particular exige uma altura mínima para
que a estabilização da chama ocorra.
A segunda importante zona de combustão ocorre após o reatamento do
escoamento de ar à parede do combustível. Nessa região existe uma chama
difusiva turbulenta dentro da camada limite, que é sustentada pelos produtos
quentes oriundos da região recirculante. Na camada limite, os vapores da
pirólise do combustível vindos da superfície são misturados com os produtos
ricos em oxigênio do escoamento central. A quantidade do vapor de
combustível depende do mecanismo de transferência de calor por radiação e
convecção existente entre a chama e a superfície. A pirólise do polímero é
assegurada pela transferência de calor por convecção e radiação através da
chama.
Segundo Veras (1991), após a segunda zona de combustão, encontra-se
a região da câmara de mistura, onde a expansão súbita dos produtos oriundos
da câmara de reação promoverá a mistura e queima de uma parcela de gases
combustíveis remanescentes com o oxigênio ainda disponível no escoamento
central. Esse processo aumenta a eficiência da combustão.
Comparando-se os estato-reatores com os sistemas normalmente
utilizados na propulsão de foguetes e mísseis, o tempo de queima e o alcance
obtido durante a fase propulsada podem ser maiores, pois o primeiro método
não necessita levar consigo a quantidade elevada de oxidante empregada nos
propelentes.
O primeiro modelo de estato-reator foi apresentado pelo engenheiro
francês René Leduc no salão parisiense de aviação em 1938. A partir da
Segunda Guerra Mundial foram propostos modelos de mísseis utilizando o
estato-reator, contudo o seu desenvolvimento foi adiado por limitações dos
materiais da câmara de combustão e devido ao inconveniente de o estato-
32
reator ter que operar a uma determinada velocidade inicial. No início da década
de 90, os estudos concernentes a esse sistema de propulsão foram reiniciados
e atualmente há mísseis com avançados mecanismos de propulsão mista
foguete e estato-reator. Outras tecnologias, como o controle inteligente do
escoamento na tomada de ar do estato-reator, contribuíram para aumentar o
rendimento e principalmente a confiabilidade nos foguetes propelidos por esse
sistema. Há projetos de aeronaves propelidas com combinações de turbo-jatos,
foguetes e estato-reatores subsônicos e supersônicos, capazes de operar do
nível do mar até a órbita. De acordo com Romero (2004), compostos cerâmicos
avançados estão sendo pesquisados para permitir que estato-reatores operem
em temperaturas externas bastante elevadas, em velocidades hipersônicas
acima de Mach 6.
No Brasil, dentre os principais estudos realizados, citam-se os de Migueis
(1986), Ronzani (1989), Veras (1991) e Silva (1995), onde constam análises
teóricas e experimentais de estato-reatores utilizando-se diferentes
combustíveis sólidos: poliéster, poliéster + perclorato de amônio e polietileno de
alta densidade (PEAD). Migueis projetou, construiu e testou um gerador de ar
viciado para simular as condições de vôo do estato-reator utilizando como
combustível sólido o poliéster, às vezes enriquecido com até 25% de perclorato
de amônio. Ronzani estabeleceu modelos simplificados dos processos
característicos de um estato-reator, principalmente para a região da câmara de
combustão, determinando uma solução analítica para a taxa de regressão do
propelente sólido. Veras realizou pesquisa experimental de um estato-reator
utilizando o polietileno e a modelagem teórica de Ronzani como base de
trabalho. Silva forneceu um melhor entendimento do processo de queima do
polietileno frente à variação dos parâmetros termodinâmicos relacionados com
o veículo em vôo.
Esse trabalho tem como objetivo a análise experimental e teórica de um
estato-reator utilizando o polibutadieno hidroxilado como combustível sólido, a
33
partir de um gerador de ar viciado recuperado e redimensionalizado
anteriormente projetado por Migueis (1986).
34
35
CAPÍTULO 2
O POLIBUTADIENO HIDROXILADO
De acordo com Cordeiro (2000), uma grande variedade de combustíveis
sólidos já foi testada até hoje. A sua seleção deve levar em conta os requisitos
de cada missão em particular, o que determina a quantidade de calor liberado
por volume ou massa do combustível durante o processo de combustão. O
combustível sólido deve ter boas qualidades físicas e mecânicas, necessárias
para manter a integridade física do grão e o desempenho do sistema quando
sujeito a grandes variações nas condições do meio.
Segundo Manjari (1993), o polibutadieno hidroxilado ou HTPB (hydroxyl
terminated polybutadiene) é um poliuretano formado a partir de polibutadieno
líquido hidroxilado (PBLH) e isocianatos orgânicos que funcionam como agente
de cura promovendo a solidificação da mistura.
A Figura 2.1 apresenta a comparação do desempenho teórico de um
estato-reator utilizando um propelente sólido - 75% poliéster (PS) + 25%
perclorato de amônio (AP) - e os polímeros polietileno (PE) e polibutadieno
hidroxilado (HTPB) como combustíveis, mostrando que a impulsão específica
por unidade de massa de combustível do HTPB é próximo do PE.
36
FIGURA 2.1 - Comparação do desempenho de um estato-reator utilizando diferentes combustíveis sólidos
Segundo Paterlini et al. (2002), o PBLH, cuja fórmula estrutural básica é
apresentada na Figura 2.2, é considerado um pré-polímero líquido de massa
molar média da ordem de 2.800 g/mol, contendo grupos hidroxilas terminais e
reativos.
FIGURA 2.2 - Fórmula molecular básica do polibutadieno hidroxilado
Os isocianatos orgânicos utilizados na síntese dos poliuretanos podem
ser representados pela fórmula química geral R(-NCO)n onde:
• R é principalmente um composto orgânico aromático ou alifático;
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• n é a funcionalidade, que normalmente é igual (diisocianatos) ou superior
a 2 (poliisocianatos).
De acordo com Wakim (1985), a seleção dos isocianatos baseia-se nos
seguintes fatores: funcionalidade, estrutura química, peso molecular e
reatividade. Como exemplo dos isocianatos mais utilizados na síntese de
poliuretanos, podem ser citados:
• Diisocianato de tolueno (TDI) – C9H6O2N2: isocianato aromático,
comercializado como uma mistura de isômeros 2,4 e 2,6 (representados na
Figura 2.3 ) nas proporções 80:20, 65:35 ou puro. Apresenta maior reatividade
no grupamento NCO localizado na posição 4 do anel aromático em relação aos
grupamentos 2 e 6.
FIGURA 2.3 - Estrutura molecular (a)isômero 2,4 e (b) isômero 2,6
• Diisocianato de isoforona (IPDI) – C12H18O2N2: isocianato alifático,
representado na Figura 2.4. Como não possui o efeito ativador do anel
aromático ligado ao grupo NCO, é menos reativo do que o TDI. Substituintes
volumosos próximos ao sítio de reação diminuem a velocidade de reação.
Assim, os grupos NCO do IPDI que são ligados a átomos de carbono primário
e secundário, possuem reatividades diferentes.
38
FIGURA 2.4 - Estrutura molecular do IPDI
Durante o processamento da formulação do poliuretano à base de PBLH,
o mesmo apresenta-se líquido até a adição do agente de cura. Inicia-se então a
reação de cura, aumentando a viscosidade da mistura até transformá-la em um
produto sólido. O processo consiste na reação entre as hidroxilas do PBLH e
os grupos isocianatos do agente de cura, levando à formação do poliuretano,
como esquematizado na Figura 2.5.
FIGURA 2.5 - Esquema da formação de poliuretano a partir de PBLH e diisocianato.
Logo após a adição do agente de cura, é desejável que a velocidade da
reação seja lenta o suficiente para manter a viscosidade da mistura em valores
adequados durante o tempo necessário para o carregamento da câmara de
combustão. Esse tempo é classicamente denominado Pot life. Por outro lado,
após o carregamento é desejável que a reação de cura não seja tão lenta, a
ponto de acarretar um tempo de cura prolongado. O ajuste da velocidade de
cura para satisfazer essas duas condições tem sido realizado pelo uso de
catalisadores, sendo que os mais utilizados são complexos de metais de
transição como dibutil dilaurato de estanho, octoato de chumbo, acetilacetonato
de cobre e acetilacetonato férrico, sendo esse último o mais empregado.
39
Além do bom desempenho do HTPB, a sua grande utilização em
foguetes, facilidade de manipulação/processamento e disponibilidade justificam
o seu uso no presente trabalho.
Propriedades Físicas e Termodinâmicas dos Reagentes
De acordo com dados de Cordeiro (2000):
HTPB (Polibutadieno hidroxilado)
∆Hºf = 4,11 Kcal /mol
ρc = 0,92 g/cm3
M n = 2248 g/mol
Tam = 418 K
Hv,ef = 1563 J/g = 373,923 cal/g
Tv ≥773,15K
IPDI (Diisocianato de isoforona)
∆ Hºf = -104,89 Kcal/mol
M = 222 g/mol
DBO (Dibutil Ftalato) – plastificante utilizado em seu processamento
∆ Hºf = -200,99 Kcal/mol
M = 278 g/mol
40
41
CAPÍTULO 3
FUNDAMENTAÇÃO TEÓRICA
3.1 Taxa de Regressão Teórica do HTPB
Alguns aspectos fundamentais da câmara de combustão de um estato-
reator a combustível sólido podem ser esclarecidos por uma análise
simplificada que resulta em uma correlação para a taxa de regressão teórica.
Essa taxa de regressão foi encontrada utilizando-se o modelo sugerido por
Hadar e Gany (1992) que consiste da inspeção dos diferentes fenômenos da
combustão (cinética química e transferência de calor, por exemplo) que
interferem na pirólise do combustível.
Várias hipóteses são utilizadas para a simplificação do modelo. Primeiro,
o escoamento sobre o combustível é caracterizado por uma camada limite
completamente desenvolvida. Segundo, a força atuante no mecanismo de
transferência de calor é a diferença de temperatura entre a chama e a
superfície do polímero, sendo que a transferência de calor radiativa da chama
para a superfície é a única fonte de energia na superfície do combustível e é
totalmente aplicada ao processo exotérmico da pirólise do combustível.
Terceiro, a temperatura da chama pode ser aproximada ao seu valor adiabático
à razão estequiométrica combustível / ar. Quarto, a temperatura da superfície
do polímero é praticamente constante e igual a 700K segundo dados
experimentais da literatura. Portanto, basicamente, em regime permanente a
taxa de regressão pode ser calculada pela seguinte equação:
)ef,vHc/(qr ρ= && (3.1)
Sendo:
42
s
.q = fluxo de calor para a superfície do grão,
ρc = massa específica do combustível condensado,
Hv, ef = calor efetivo de vaporização do combustível.
A taxa de regressão resulta, então, em um processo de quase-equilíbrio
controlado pela transferência de calor para a superfície do grão, com um valor
praticamente constante do calor efetivo de vaporização do combustível.
Da primeira hipótese, a correlação de Sieder e Tate do número de
Nusselt, Nu, para escoamento altamente turbulento, pode ser utilizada:
14,0
s
ar3/1Pr8,0Re026,0Nu
µµ
= (3.2)
Sendo:
Re = número de Reynolds,
Pr o=número de Prandtl,
µar = viscosidade do ar à uma temperatura média,
µs = viscosidade do ar à temperatura da superfície do polímero.
Da segunda hipótese, o fluxo do calor convectivo para a superfície do
combustível pode ser representado pela equação a seguir:
)sTch(T.
sq −= (3.3)
Sendo:
43
h é o coeficiente de transferência de calor,
Tc é a temperatura da chama adiabática,
Ts é a temperatura da superfície do polímero.
A chama difusiva é estabelecida numa localização onde os combustíveis
vaporizados que emergem da superfície e o ar encontram-se em proporção
estequiométrica. Conseqüentemente, é esperada temperatura de chama
constante. Embora existam algumas perdas de calor, a temperatura de chama
adiabática é usada como boa aproximação.
O calor efetivo de vaporização do combustível polimérico, Hv, ef, é
composto de duas contribuições. Primeiro, o calor sensível associado à
elevação da temperatura do polímero do seu valor inicial T0 até o valor da
temperatura da superfície Ts. Segundo, o calor da decomposição do polímero
em monômeros ou pequenos fragmentos de cadeia, incluindo o calor
necessário para vaporizar esses ingredientes da decomposição.
As seguintes hipóteses são usadas para definir e calcular o calor de
decomposição dos polímeros, Hd,m:
• O calor exigido para decompor uma unidade de massa de polímero
sólido (à temperatura da parede Ts) em monômeros gasosos (calor de
depolimerização Hd) é igual ao calor necessário para polimerizar os
monômeros em seus polímeros nas mesmas condições;
• A integral do calor específico Cp com a temperatura em faixas onde não
haja dados disponíveis pode ser calculada por extrapolação.
Assim, o calor de decomposição dos polímeros em monômeros pode ser
calculado como:
44
dHsT
0T
dTpCd.mH +∫= (3.4)
De acordo com Cordeiro (2000), a comparação entre os valores de Hd,m
obtidos utilizando-se a equação acima e dos valores de He,v obtidos
termogravimetricamente, leva a um fator de correção denominado FD (fator de
depolimerização). Portanto:
FD
dHsT
0T
dTpCefv,H +∫= (3.5)
3.2 Configuração do Grão
A partir do valor do diâmetro externo do grão, de, o diâmetro interno, di, é
calculado observando-se a sua razão mínima com a altura do degrau de
recirculação, ha, que permita uma combustão auto-sustentada: (ha/di). Essa
razão pode ser encontrada em literatura, ou obtida por tentativas, a partir das
condições do processo.
FIGURA 3.1 - Desenho esquemático da câmara de combustão.
Pela análise da Figura 3.1 , o degrau de recirculação “ha” formado é:
ha= 0,5(di – d1) (3.6)
Sendo:
45
di = diâmetro interno do grão,
d1 = diâmetro de entrada do ar.
O comprimento do grão é calculado posteriormente objetivando uma
razão de equivalência que proporcione o melhor desempenho teórico do motor.
Pode ser obtido da seguinte relação:
(3.7)
Sendo:
freal = razão combustível/ar real,
Sc = área da superfície do grão,
ρc = massa específica,
dc = diâmetro,
r& = taxa de regressão,
Lc = comprimento do grão combustível,
Gar = fluxo de massa do ar,
Ai = área de passagem do ar no grão.
Durante a queima radial, de dentro para fora, de grãos cilíndricos
monoperfurados, Ai aumenta com o tempo. Em conseqüência o fluxo mássico
Gar diminui e a superfície de queima aumenta. Ainda, conforme observado nos
experimentos deste trabalho e em concordância com os resultados de Silva
(1995), a taxa de regressão r& diminui com o tempo de queima. Esse fenômeno
i A . ar G
. rc L i πd c ρ
ar . m
. r c S c ρ
real ar. m
c . m
real f = =
=
46
é bem similar à conhecida combustão erosiva dos propelentes sólidos. No
início do ensaio, o fluxo mássico é máximo, fazendo com que a espessura da
camada limite seja mínima e transmissão de calor para a superfície máxima. À
medida que Ai aumenta, a ação do fluxo sobre a camada limite vai diminuindo,
sua espessura aumenta e a transmissão de calor diminui, diminuindo em
conseqüência a taxa de regressão. Portanto, a expressão 3.7 demonstra que a
razão combustível/ar mantém-se aproximadamente constante.
Segundo Jensen e Netzer (1986), o comprimento da câmara de mistura
posterior, LCM, necessário para um tempo de residência mínimo, tres, pode ser
calculado através de uma estimativa do número de Mach na região:
LCM = Me. ae . tres (3.8)
Sendo:
Me = número de Mach na região “e”,
ae = velocidade sônica na região “e”.
3.3 Processo Termodinâmico
De acordo com Sutton (1992), as relações termodinâmicas dos processos
que ocorrem na tubeira ou na câmara de um estato-reator fornecem as
ferramentas matemáticas necessárias para calcular o desempenho e
determinar os parâmetros para o projeto de seu sistema de propulsão.
O meio mais simples de se estudar o processo termodinâmico que
envolve o funcionamento de um estato-reator é admitir que este seja isento de
irreversibilidades. Apesar do afastamento da realidade quando se escolhe essa
hipótese, obtém-se o limite superior de desempenho que este sistema pode
alcançar. Assim é possível estabelecer um critério inicial de projeto,
conhecendo-se os principais parâmetros que afetam sua operação.
47
Simplificando então o processo real de funcionamento, adotam-se as
seguintes hipóteses para o que se denomina de estato-reator ideal:
1) O escoamento de ar está em regime permanente;
2) O ar comporta-se como gás ideal;
3) Os processos de compressão e expansão são isentrópicos;
4) O estato-reator funciona em operação crítica, ou seja, a área de
captação é igual à área da tomada de ar;
5) O escoamento é expandido na tubeira até a pressão ambiente;
6) O processo de combustão ocorre à pressão constante.
A Figura 3.2 representa o esquema do escoamento de ar em um estato-
reator subsônico. No difusor representado, o ar é desacelerado e comprimido
da pressão ambiente até próximo da pressão de estagnação, sem formação de
onda de choque, passando de regime supersônico a subsônico por difusão
isentrópica através de área convergente-divergente. Na câmara de combustão,
calor e massa são transferidos em processo à pressão constante, sendo que o
aumento da entropia deve-se à elevação da temperatura de T1 a Tf,, e na
tubeira os produtos da combustão são expandidos até a pressão ambiente sem
que ocorram perdas.
FIGURA 3.2 - Desenho esquemático de um estato-reator.
48
No difusor, a vazão admitida pelo veículo pode ser determinada pela
equação abaixo:
1)2(γ
1γ
1γ
2
R
γ
0,T
*2A0,P
ar
.m
−+
+∞
∞= (3.9)
Sendo:
P0,∞ = pressão de estagnação na entrada do ar,
A2* = a menor área da tomada de ar,
T0,∞ = temperatura de estagnação na entrada do ar,
γ=Cp/Cv,
R é a constante específica do gás.
Segundo Hill e Peterson (1992), sendo a área A2*a menor área da tomada
de ar, seu escoamento é dito saturado sonicamente e o número de Mach na
região é igual a 1, sendo então determinada pela relação abaixo:
1)(γ
1γ
2
1γ1
2M2
1γ1
M
1
*2A
A−+
−+
∞−
+
∞=∞ (3.10)
Sendo:
A∞ = área real de captação do ar,
M∞ = número de Mach de entrada do ar.
As condições de estagnação do escoamento uniforme são dadas pelas
equações em função do número de Mach de vôo a seguir:
49
1γ
γ
)2M2
1γ(1
P
0,P −∞
−+=
∞∞ (3.11)
2M2
1γ1
T
0,T∞
−+=
∞∞ (3.12)
Sendo:
P∞ = pressão na entrada do ar,
T∞ = temperatura na entrada do ar.
Após a passagem pelo difusor, a pressão e a temperatura na região 1, P1
e T1, são calculadas aplicando-se as equações 3.11 e 3.12 a essa seção.
Como não são consideradas as irreversibilidades neste processo, as condições
de estagnação ao longo do motor são as mesmas do escoamento à frente do
veículo e o número de Mach M1 é obtido resolvendo-se a relação 3.10 para a
razão A1/A2*.
Utiliza-se a equação de conservação de energia em regime permanente
entre as regiões 1 e f, considerando-se a adição de massa:
f0)hc
.mar
.m(c
.mrQ0chc
.m
10har
.m +=++ (3.13)
Sendo:
ar
.m = vazão mássica do ar,
h0,1 = entalpia de estagnação por unidade de massa na região 1,
cm& = vazão mássica de combustível,
h0,c= entalpia de estagnação por unidade de massa do combustível,
50
Qr = entalpia de reação do combustível,
h0,f = entalpia de estagnação por unidade de massa na região f.
O termo 0cc
.
hm pode ser desprezado, pois sua ordem de grandeza é muito
inferior. Dividindo-se a expressão acima por ar
.
m e sabendo que arm/cmf &&= ,
encontra-se a temperatura de estagnação na região f, T0f:
+
+=
pC
rfQ
10T
f1
1f0
T (3.14)
Sendo:
f a razão combustível / ar,
Cp o calor específico do ar,
Qr a entalpia de reação do combustível.
Com a hipótese de isentropia e de expansão perfeita na tubeira, tem-se:
Ps
s0P
P
0P=
∞∞ (3.15)
Sendo:
P0,s = pressão de estagnação na região s,
Ps = pressão na região s.
Como conseqüência, o número de Mach do jato de saída, região s, é igual
ao valor do escoamento uniforme, ou seja:
M∞ = Ms (3.16)
51
Portanto, como resultado da equação acima e utilizando a definição do
número de Mach = v / a (velocidade do projétil / velocidade do som), encontra-
se a velocidade de saída:
∞∞=
0T
f0T
vsv (3.17)
Das equações 3.14 e 3.17, é obtida uma nova expressão da velocidade
“vs” em função do combustível usado:
2/1
0TpC
RfQ1
f1
vsv
∞+
+∞= (3.18)
Os valores obtidos através das equações descritas devem ser
interpretados como resultados ótimos que não são encontrados na prática. A
hipótese de que a pressão de estagnação mantém-se constante ao longo de
todo processo apenas simplifica os cálculos, produzindo um afastamento da
realidade. O grau de desvio do processo ideal pode ser estimado, em parte, por
meios analíticos ou, com base em ensaios experimentais, é possível
determinar as quedas reais na pressão de estagnação nas três principais
regiões do estato-reator.
3.4 Parâmetros do Desempenho
A Figura 3.3 representa o volume de controle de um estato-reator,
desprezando-se o modo como o calor é transferido ao escoamento. O ar entra
na região “∞” e os produtos da combustão saem pela estação “s”.
52
FIGURA 3.3 - Volume de controle de um estato-reator.
A área de captação do ar Ac geralmente é igual à área de entrada do
estato-reator, A2, mas como pode haver condições subcríticas de operação,
admite-se Ac<A2. Portanto, a vazão mássica na região Ac é dada por:
cAvar
.m ∞∞ρ= (3.19)
Admitindo-se movimento retilíneo uniforme, utiliza-se a equação integral
da conservação da quantidade de movimento para o escoamento em regime
permanente:
∫ ρ=Σ )d.(v SvFFFF (3.20)
O vetor dS pode ser escrito como N.dS, sendo dS um elemento diferencial
de área e cujo vetor unitário normal é N. Considerando que a direção do
escoamento e o eixo axial do corpo estão alinhados com a abscissa do sistema
de coordenadas, o empuxo bruto é colinear a essa direção, cujo vetor unitário é
i. Portanto, desprezando as forças de corpo e viscosidade, tem-se:
∫−=Σ xdS.PiFFFF (3.21)
Integrando-se a equação 3.21 entre as áreas Ac e As, tem-se:
53
(3.22)
A integral está relacionada às forças de pressão que atuam sobre as
paredes internas do volume de controle, com exceção das áreas Ac e As. O
termo dAi,x corresponde ao elemento de área dentro desse volume de controle,
perpendicular à direção “x”.
O empuxo do estato-reator, FER, é a diferença entre as forças devido à
pressão interna e externa entre as áreas Ac e As:
(3.23)
(3.24)
Substituindo 3.24 em 3.22 :
FER = ρsv2sAs - ρ∞v
2∞Ac + As(Ps - P∞) (3.25)
A partir da equação da continuidade:
(3.26)
Tem-se:
(3.27)
Escrevendo a equação 3.27 em função da razão combustível/ar:
s A ) P sP ( s v ) s
. mar
. m( v ar
. mER F ∞ − + + + ∞ −=
s A s v s s
. m c
. m ar
. m ρ == +
o c A ) 2 v P ( s A ) 2 s
v s s P ( s A
c A xi
PdA = ∞ ∞ ρ + ∞ + ρ + − ∫ −
∫ ∞ − ∫ =s A
c A
dA P s A
c A xi
PdA ER F
) c A s A ( Ps A
c A xi
PdAER F −∞ − ∫ =
54
(3.28)
Devirando-se a equação 3.28 em relação a As, tem-se:
(3.29)
A equação 3.29 comprova que o empuxo máximo é obtido quando o
escoamento é perfeitamente expandido na tubeira, Ps=P∞.
Portanto, para um estato-reator ideal o empuxo é calculado por:
(3.30)
A equação 3.30 combinada com a equação 3.17 reescrita abaixo, fornece
o empuxo por unidade mássica do escoamento do ar:
(3.17)
(3.31)
Como apresentado na equação 3.27, por serem alimentados pelo ar, os
estato-reatores incorporam ao seu empuxo, FER, um termo de arrasto de
compressão, D, correspondente à taxa de quantidade de movimento do ar
incidente.
FER = – D + F (3.32)
ar
. m]s v ) f 1 ( v [(ER F + + ∞ −=
Ps - P∞
s dA
ER dF =
s A ) Ps P ( ar
. m ]s v ) f 1 ( v [( ER F ∞ − +++ ∞ − =
∞ ∞ =
, 0 T 4 , 0 T
v sv
−
−
−γ +
∞ + ∞ γ = 1
2 / 1 2
M∞2
1 1
T
4 , 0 T ) f 1 ( RTM∞
ar
. m
ER F
55
Ou seja:
F.var
.mERF +∞−= (3.33)
Geralmente, os sistemas propulsivos são comparados entre si com base
em um ou mais parâmetros que são função do desempenho obtido. Um dos
parâmetros mais comuns é a impulsão específica, Isp. A impulsão específica
pode ser obtida diretamente por códigos computacionais. Porém, o valor
calculado refere-se à impulsão específica de motores foguete que não se
alimentam do ar atmosférico.
De acordo com Migueis (1986), relaciona-se a impulsão específica obtida
por um código computacional, ou seja, para motores foguetes, Isp,f, com a
impulsão específica por unidade de combustível para os estato-reatores, Isp,c,
utilizando-se as seguintes expressões:
.mF/fsp,I = (3.34)
Definindo:
c
.m/ERFcsp,I = (3.35)
Substituindo-se a equação 3.33 em 3.35 e rearranjando, obtém-se:
∞+= var
.mc
.mcsp,IF (3.36)
Fazendo .
m = arm
.
+ cm
.
, substituindo a equação 3.34 em 3.36 e
rearranjando:
c
ar
cf,spar
c,spm
vm
m1Im
I&
&&
&
−
+
=∞
(3.37)
56
Usando-se a definição combustível / ar, obtém-se a seguinte relação:
realf
v)realf(1fsp,Ic,spI
∞−+= (3.38)
Sendo:
.m= vazão total (ar + combustível),
ar
.m = vazão de ar,
c
.m = vazão de combustível,
FER = empuxo do estato-reator,
F = empuxo bruto do motor,
D = arrasto de compressão,
Isp,f = impulsão específica para motor foguete obtido do código computacional,
Isp,c = impulsão específica por unidade de massa de combustível do estato
reator,
freal = razão de mistura utilizada,
v∞ = velocidade de captação do ar.
O empuxo desenvolvido pelo estato-reator pode ser determinado
aplicando-se a definição de f na equação 3.35:
.far
.m.csp,IERF = (3.39)
57
A Figura 3.4 representa qualitativamente o mesmo comportamento de um
estato-reator real, que requer velocidade supersônica de vôo para obtenção de
um valor de impulsão específica satisfatória e consumo específico de
combustível, SPC, razoavelmente baixo.
Na Figura 3.5 nota-se que embora o valor mais alto de impulsão
específica está associado a Mach 2,6, números de Mach acima de 3 fornecem
um conjunto melhor de resultados. Os valores de eficiência total, propulsiva e
térmica (η0, ηp e ηt respectivamente) aumentam bruscamente, enquanto os
valores de impulsão específica diminuem com o aumento do número de Mach.
Segundo Hill e Peterson (1992):
ERF
.m
SPC =
t.po ηη=η
s v /v 1
s v / v 2 p
∞ + ∞ = η
r fQ
]2 / 2 v ) 2 /2 s
v )( f 1 [(
t∞ −+
= η
58
FIGURA 3.4 - Empuxo e consumo de combustível de um estato-reator ideal
FIGURA 3.5 - Empuxo e eficiências de um estato-reator ideal
59
Uma vez que o oxigênio do ar é utilizado na combustão, o limite de
operação do estato-reator está próximo dos 30 Km de altitude, onde a massa
específica do ar cai para valores 70 vezes menores em comparação com os
valores ao nível do mar. Conseqüentemente, há a redução do oxigênio
disponível para a combustão e da pressão recuperada a patamares onde a
queima é instável e/ou a razão empuxo/peso inviabiliza a operação do motor. O
regime de vôo (altitude e número de Mach) estabelece a pressão de
estagnação disponível cuja recuperação pelo difusor é função de sua
eficiência.
3.5 Sistema de Ignição do Estato-Reator
De acordo com Veras (1991), uma fase crítica na operação de estato-
reatores a combustível sólido é a ignição, principalmente quando o grão não
possui um oxidante auxiliar na matriz.
Segundo Lips et al. (1978), a reação entre o combustível sólido e o ar
pode necessitar eventualmente de um sistema de ignição auxiliar. A superfície
do grão do combustível em contato com o ar escoando deve ser aquecida até
sua temperatura de ignição para que a pirólise resultante produza reagentes
suficientes para reagir com o ar disponível e sustentar a combustão.
Uma visão simplificada do fenômeno de ignição consiste dos seguintes
passos:
a) inicialmente um fluxo de gases quentes, constituído pelo ar capturado da
atmosfera ou proveniente, seja do gerador de ar viciado ou de um sistema de
ignição, varrendo a superfície do propelente, transfere parte de sua energia
térmica por convecção;
b) devido à alta temperatura em que se encontra o fluxo gasoso, energia
também é transferida para a superfície do propelente por radiação;
60
c) caso seja utilizado um ignitor e dependendo de sua natureza, partículas
sólidas incandescentes, que constituem uma fase condensada, transferem
energia para o propelente por simples contato, ou seja, por condução de calor.
Segundo Kuo (1986), o fenômeno da ignição, na forma mais geral, está
subordinado a três fatores fundamentais:
• Temperatura: deve ser alta o suficiente para causar reações químicas e /
ou pirólise em taxas significativas;
• Turbulência: deve ser de grande intensidade para promover um mistura
eficiente entre os gases oriundos do combustível e o oxidante e
transferir energia do meio reagente para o combustível ainda não
decomposto;
• Tempo de residência: deve ser tal que permita ao calor introduzido ser
absorvido pelos reagentes, estabelecendo os processos termoquímicos
inerentes ao fenômeno.
Para casos específicos, existem alguns parâmetros que afetam de
maneira significativa a ignição. Em se tratando de estato-reatores, devem-se
considerar a influência da pressão, da taxa de pressurização e da
concentração de oxigênio no ambiente. Acrescentam-se a isso a geometria, o
tipo de material reagente e as condições operacionais em que se realizará o
fenômeno.
Existem dois mecanismos físicos que estão envolvidos no processo de
ignição de superfícies combustíveis no estado sólido submetidas a um
escoamento paralelo de gás oxidante em altas temperaturas: (a) uma reação
exotérmica na fase gasosa no interior de uma camada limite, e (b) uma reação
heterogênea na superfície sólida (fase condensada). Analisando uma amostra
de PBAA (polybutadiene acrylic acid) ignitada por escoamento de oxigênio-
nitrogênio altamente aquecido (T = 1620 K), o fenômeno caracterizou-se
61
predominantemente pelo mecanismo (a). Partindo para uma formulação
teórica, chegam-se a algumas conclusões importantes:
1) tempo de ignição é bastante reduzido quando a energia disponível é
utilizada, na maior parte, para decompor o combustível sólido em detrimento da
utilizada na ativação das reações da fase gasosa;
2) energia disponível deve ser concentrada, inicialmente, para a pirólise
do combustível, fornecendo moléculas em estado gasoso;
3) O tempo de ignição diminui quando se aumenta a pressão do
escoamento dos gases. Sendo evidente que a mais provável explicação para o
fato é o aumento da taxa de transferência de calor para a superfície do
combustível sólido.
Um estato-reator naturalmente não opera em condições que permitam ao
ar, na entrada da câmara de combustão, atingir temperaturas da ordem de
grandeza de 1620 K. Portanto, os resultados obtidos a partir do PBAA não
podem ser aplicados diretamente ao processo de ignição de estato-reatores.
Entretanto, podem-se utilizar essas informações como subsídios no eventual
dimensionamento de um meio de ignição auxiliar eficaz.
Dessa forma, caso seja necessário utilizar um sistema auxiliar de ignição
em aplicações reais de um estato-reator que utilize matriz sem oxidante
auxiliar, recomenda-se uma estimativa adequada do calor a ser fornecido e
principalmente, que ele propicie um suprimento extra de oxidante, a fim de que
o ar oriundo do módulo gerador seja introduzido na câmara somente depois
que as primeiras reações químicas estabeleceram-se. De outra forma, corre-se
o risco do próprio ar resfriar a superfície interna do grão antes que ocorra
algum tipo de reação. Finalmente, o calor fornecido pelo ignitor deve estar
concentrado na região próxima da entrada do ar, pois ela é a responsável pela
propagação da queima ao longo do combustível sólido, após a fase de ignição.
62
Para contornar a dificuldade de ignição no estato-reator, Migueis (1986)
utilizou uma película constituída de uma pasta de mistura inflamável aplicada
sobre a superfície interna do polímero. O ar quente ao passar pelo grão inicia a
queima dessa pasta liberando a energia de ativação necessária para o rápido
acendimento do combustível. No caso específico da referência, a pasta
inflamável era uma mistura de pólvora de base dupla dissolvida em acetona
pura, contendo sulfeto de magnésio e perclorato de amônio para a melhoria do
desempenho. O grão utilizado nesse caso foi o poliéster.
A ignição do grão de polietileno no trabalho de Veras (1991) foi
conseguida diretamente através da passagem pela câmara de combustão do
estato-reator dos gases altamente aquecidos provenientes do gerador de ar
viciado dimensionado para o regime de vôo previsto. O oxigênio presente
naqueles gases combinava-se com os gases combustíveis oriundos da pirólise
do polímero, provocando o início da queima, ainda que com maior ou menor
retardo.
Silva (1995) desenvolveu um sistema de ignição a gás baseando-se na
temperatura de ignição do polietileno. Foi utilizada chama iniciadora de
oxigênio e hidrogênio, originada de um ignitor na entrada da câmara de
combustão.
Todos os trabalhos anteriores consultados reportam dificuldades para a
ignição do grão combustível. Assumiu-se no presente trabalho que isso ocorre,
porque o grão ainda se encontra à temperatura ambiente quando o ar aquecido
é admitido em seu orifício, ali escoando durante algum tempo, até que a
temperatura na superfície atinja o valor suficiente para o início da pirólise do
material. Uma quantidade ponderável de ar tem que ser consumida até que as
condições de ignição sejam atingidas.
Para evitar esse problema, o esquema de aquecimento do grão foi
modificado. Em um primeiro passo, o hidrogênio e o oxigênio foram admitidos
no gerador de ar viciado em proporções estequiométricas, já com a vela de
63
ignição centelhando. A reação tem início imediatamente e o vapor d´água
superaquecido resultante escoa durante cerca de 15 s através do grão
combustível, elevando a temperatura de sua superfície até valores adequados
à sua ignição. Somente então o ar é introduzido no aquecedor, provocando a
ignição imediata do polímero, sem necessidade do emprego de qualquer
recurso adicional (adição de perclorato de amônio à massa e emprego de uma
película de propelente na superfície do grão, no caso de Migueis, utilização de
um dispositivo aquecedor na entrada da seção estato-reator no caso de Silva,
etc).
Essa modificação em nada prejudica a simulação desejada, uma vez
que um pequeno retardo de iniciação é perfeitamente aceitável nas condições
de vôo real. Além disso, sendo a reação hidrogênio-oxigênio estequiométrica,
nenhuma parcela do oxigênio contido no ar é consumida no aquecedor, e o ar
viciado resultante mantém constante a relação entre aqueles dois
componentes, dispensando a adição complementar de oxigênio.
64
65
CAPÍTULO 4
FUNCIONAMENTO DO SISTEMA EXPERIMENTAL E DETERMINAÇÃO DE
SEUS PARÂMETROS RELEVANTES
A fim de se estudar o funcionamento do sistema de Migueis (1986), pode-
se dividi-lo, de maneira esquemática conforme Figura 4.1:
FIGURA 4.1 - Desenho esquemático do sistema operacional
66
1) Módulo expansor (entre as regiões 7 e 4): o ar é fornecido por um
cilindro de alta pressão. Na saída do cilindro uma válvula reguladora mantém a
pressão no valor pré-determinado. Uma mangueira de borracha sintética
conduz o ar dos cilindros até a entrada do expansor. As dimensões do
expansor foram calculadas de maneira a haver uma diminuição da velocidade
do ar e o realinhamento das linhas de corrente à parede interna, tornando o
fluxo virtualmente axial antes da entrada no módulo gerador de ar viciado. A
liberação do escoamento de ar comprimido é feita por uma válvula solenóide,
instalada na saída de sua válvula reguladora de pressão.
2) Módulo gerador de ar viciado (entre as regiões 4 e 1): tem a finalidade
de simular as condições de estagnação observadas em regime de vôo real.
Nesse módulo, são introduzidos ar vindo do módulo expansor e os gases
hidrogênio e oxigênio. O esquema de escoamento desses últimos é
semelhante ao do ar comprimido, ou seja, são armazenados em cilindros de
alta pressão, e suas pressões de saída são controladas por válvulas
reguladoras adequadamente ajustadas. O escoamento é liberado por válvulas
solenóides, e os gases são conduzidos ao módulo por mangueiras de borracha
sintética. Uma vela de ignição de motocicletas alimentada por um centelhador,
provoca a ignição da mistura ar e hidrogênio, que reagem à pressão constante.
O oxigênio é adicionado ao ar antes da combustão para assegurar que sua
composição padrão seja restabelecida após a reação com o hidrogênio. O
produto final é uma mistura gasosa a 586K e sua composição química é bem
semelhante àquela do ar atmosférico, a menos da presença do vapor d’água
formado pela reação.
3) Módulo combustor (entre as regiões 1 e s): compreende a câmara de
combustão, a câmara de mistura intermediária e a câmara de mistura posterior.
É este módulo que constitui o estato-reator propriamente dito.
O processo termodinâmico que o ar sofre ao longo do equipamento é
apresentado na Figura 4.2, adotando-se as seguintes hipóteses:
67
- o ar comporta-se como gás ideal;
- escoamento invíscido e unidimensional;
- a adição de O2 e H2 é desprezível;
- aquecimento isobárico;
- compressão e expansão isentrópicas;
- válvulas solenóides e conexões não produzem cargas.
FIGURA 4.2 - Diagrama do comportamento da temperatura e entropia no
equipamento
Região 7 a 6: o escoamento de ar passa por processo isoentálpico de
redução de pressão.
Região 6 a 5: aceleração isentrópica do escoamento.
Região 5 a 4: a onda de choque que ocorre na tubeira provoca aumento
da entropia devido à queda de pressão de estagnação. O número de Mach a
68
montante do choque igual a 1,6 é especificado de acordo com Migueis (1986),
com objetivo de minimizar a queda da pressão de estagnação em apenas
11,5%.
Região 4 a 3: aumento de entropia devido ao aquecimento isobárico do ar
até a temperatura de estagnação desejada.
Região 3 a 2: o ar é novamente acelerado isentropicamente e as
condições na região 2 são as do vôo real de um estato-reator que se deseja
simular.
Região 2 a i: : as condições relativas ao ponto 2 são justamente as
encontradas durante vôo real, na velocidade requerida. A onda de choque que
se segue à jusante da garganta da tubeira causada pela diferença de pressão
entre as seções 2 e 1, é função do número de Mach M∞. Através dela ocorre a
compressão do ar até a entrada da câmara de combustão, representa pela
região “i”.
4.1 Análise do Sistema Gerador de ar Viciado
Considerando-se o vôo ideal de um estato-reator utilizando o
polibutadieno hidroxilado como combustível sólido e adotando-se o diâmetro da
entrada do ar igual a 9,0 mm, conforme sugerido por Migueis (1986), tem-se
como condições na região 2 do novo esquema ilustrado na Figura 5.3:
- M2 = 2,2 (ao nível do mar)
- T2 = 298,15 K
- P2 = 1 atm
- d2 = 9,0 mm
69
Dadas as condições especificadas acima, calculam-se os valores que os
diferentes parâmetros devem assumir ao longo do sistema.
4.1.1 Saída do Módulo Gerador de Ar Viciado
FIGURA 4.3 - Esquema das condições a serem simuladas na saída do módulo
gerador de ar viciado (resultados dos cálculos já adicionados na figura).
Portanto, seguem-se os seguintes cálculos:
Região 2
Utilizando tabelas de Saad (1993) para escoamento isentrópico:
M2 = 2,2, P2= 1 atm → P02/P2 = 10,69 T02/T2 = 1,698 A2/A*=2,005
Portanto: P02 = 10,69 atm, T02 = 586,759 K
Da equação para gases ideais pode-se encontrar a massa específica do
ar na região:
P2 = ρ2RarT2
70
P2 = 1 atm = 101325 Pa
Rar = 287 Nm/kg/K
T2 = 298,15 K
Portanto: ρ2 = 1,18 Kg/m3
A velocidade na região foi calculada da seguinte maneira:
v2=a2M2
a2= (γarRarT2)1/2
γar = 1,4
Rar = 287 Nm/kg/K
T2 = 298,15 K
M2 = 2,2
Portanto: v2 = 761,456m/s
Cálculo da vazão mássica:
.
m ar = ρ2v2A2
ρ2 = 1,18 kg/m3
v2 = 761,456m/s
A2 = πd22/4 = 6,362 x 10-5 m2
d2 = 9 mm
Portanto: .m ar = 0,0572 kg/s = 57,2 g/s
71
Região da tubeira
Para uma vazão mássica de 57,2 g/s de ar nas condições de estagnação
na região 2 já calculadas, encontra-se a área da garganta da tubeira a partir da
equação abaixo:
1arγ
1arγ
1arγ
2
arR
arγ
20T
20P*A
ar
.m
−+
+=
.m ar = 0,0572 kg/s
P02 = 10,69 atm
T02 = 586,759 K
γar = 1,4
Rar = 287 Nm/kg/K
Portanto: A*=3,17x10-5m2
Portanto, calculando-se o diâmetro da garganta da tubeira:
A*=πd*2/4
A* = 3,17x10-5m2
d*=0,00625m
Região 3
A partir do diâmetro do projeto da região 3 fornecido por Migueis (1986),
d3,projeto= 0,122 m, calcula-se a área:
4/2projeto 3,
πd3A =
72
Portanto: A3 = 0,0117m2
Sendo a temperatura fornecida pela reação H2/O2 na região 3 igual a T3 ≈
600 K, tem-se:
T03 = T02= 586,759 K (escoamento isentrópico)
T03/T3 ≈ 1
Portanto: M3 = 0,02
E finalmente, a pressão na região 3:
P03= P02 = 10,69 atm (escoamento isentrópico)
P03/P3= 1
Portanto: P3=10,69 atm
Região 1
A partir do diâmetro do projeto da região 1, d1, projeto= 0,023 m, calcula-se
a área:
/421
πd1A = A1= 4,155x10-4 m2
Utilizando tabelas de Saad (1993) para escoamento com onda de choque
normal, encontra-se:
M2 = 2,2 → Mb = 0,547 Pob/P02 = 0,6281 = P01/P03
Portanto: P0b = 6,714 atm
M1 é calculado pela seguinte equação, segundo Hill e Peterson (1992):
)1(2/)1(2
1
)1(2/)1(2
b
b
1
1
b
]M2/)1(1[
]M2/)1(1[
M
M
A
A−γ+γ
−γ+γ
−γ+
−γ+=
73
Ab=A2= 6,362 x 10-5 m2
A1= 4,155x10-4 m2
Mb = 0,547
γ = 1,4
Portanto: M1 = 0,07
Cálculo de T1:
21
M2
1arγ1
1T
10T −
+=
T01 = T02 = 586,759 K (condições para onda de choque normal)
T1 = 586,184 K
Tornando-se agora possível o cálculo da pressão na região 1:
1arγarγ
)21
M2
1arγ(1
1P
b0P −−
+=
P0b=6,714 atm
γar = 1,4
M1=0,07
Portanto: P1=6,691 atm
4.1.2 Vazões do Ar, O2 e H2 no Módulo Gerador de Ar Viciado
A combustão dentro do módulo gerador de ar viciado é praticamente
isobárica, já que as perdas de pressão devido ao aquecimento são
74
desprezíveis, pois a velocidade de escoamento no módulo é muito pequena.
Portanto, a quantidade de ar, H2 e O2 a serem introduzidas no módulo foram
calculadas de maneira a reproduzir um escoamento de produtos da combustão
com características expressas na região 3 calculadas anteriormente, com um
mínimo de produção de vapor d’água e a fração molar do oxigênio na mistura
próxima dos 21% (fração molar do ar puro).
Considerando-se que a composição de equilíbrio do ar viciado é
composta de O2, N2 e H2O, admite-se a reação com mecanismo de etapa
única:
x1H2 + x2O2 + x3Ar → x4N2 + x5O2 + x6H2O
Admitindo-se a fração molar desejada de oxigênio nos produtos, a
primeira lei da Termodinâmica, a lei de conservação das massas e que a
composição do ar seja de 79% N2 e 21% O2, tem-se:
x1 = x6 (4.1)
2x2 + 0,42x3 = 2x5+ x6 (4.2)
0,79x3 = x4 (4.3)
x5 = 0,21xT (4.4)
K]_∆h
6
4K
_0
fh[KxJ]_∆h
3
1J
_0
fh[jx +∑=
=+∑=
(4.5)
∑ ==J
g/s57,2.mJxJm (4.6)
xT = x4 +x5 +x6 (4.7)
Utilizando dados de Van Wiley (1994) , Tprodutos = 586,759K, e substituindo
em 4.5:
75
0=0,79x3[0+8513,98] +x5[0+8830,942]+x1[-241826+10057,811] (4.8)
Substituindo 4.1 em 4.2:
2x2+0,42x3-x1 = 2x5 (4.9)
Substituindo 4.7, 4.3 e 4.1 em 4.5:
x5=0,21(0,79x3+x5+x1) (4.10)
Da equação 4.6:
2x1+32x2+28,97x3=57,2 (4.11)
Resolvendo o sistema de equações 4.8, 4.9, 4.10, 4.11, tem-se:
x1 = 0,0722 mol/s
x2 = 0,034 mol/s
x3= 1,93 mol/s
Portanto, devem ser introduzidas no módulo gerador de ar viciado as
seguintes vazões:
g/s0,14412.x2H
.m ==
g/s1,088232.x2O
.m ==
g/s55,912328,97.xar
.m ==
4.1.3 Tubeiras de H2 e O2
Foram calculadas as dimensões das tubeiras que garantam as vazões
mássicas dos gases na entrada do módulo:
76
Tubeira do H2 - a seguinte expressão foi utilizada para o cálculo da garganta da
tubeira:
12Hγ
12Hγ
12Hγ
2
2HR
2Hγ
0T
0P*A
2H
.m
−
+
+=
Sendo:
skg/4101,44g/s0,1442H
.m −×==
P0 = 18 atm=18x105 Pa
T0 = 298,15 K
γH2 = 1,409
RH2= 41244,18 J/kg-K
Portanto: A*=1,291x10-7 m2
Cálculo do diâmetro da garganta da tubeira:
/4πdA2** = d*=4,55x 10-4 m ≈ 0,4 mm
Tubeira do O2 - a seguinte expressão foi utilizada para o cálculo da garganta da
tubeira:
1
2Oγ
12Oγ
12Oγ
2
2OR
2Oγ
0T
0P*A
2O
.m
−
+
+=
skg/3101,088g/s088,12O
.m −×==
77
P0 = 14 atm = 14x105 Pa
T0 = 298,15 K
γO2 = 1,393
RO2= 259,83 J/kg-K
Portanto: A*=1,291x10-7 m2
Cálculo do diâmetro da garganta da tubeira:
/4πdA2** = d*=6,345x 10-4 m ≈ 0,6 mm
4.1.4 Entrada do Módulo Gerador de Ar Viciado
De acordo com cálculos apresentados a seguir, as condições encontradas
no aquecedor são as seguintes:
FIGURA 4.4 - Esquema das condições a serem simuladas na entrada do módulo gerador de ar viciado (resultados dos cálculos já adicionados)
78
Utilizando equação da continuidade, admitindo gás ideal e propriedades
constantes do escoamento:
D
.
3
.
mm =
ρ3A3v3 = ρDADvD (4.12)
ρ3=P3/RT3; ρD=PD/RTD (4.13)
v=M(γarRarT)1/2 (4.14)
Dados (anteriormente calculados):
PD=P3=10,69 atm
TD=298,15 K
T3 = 600 K
AD=A3 = 0,0117 m2
M3=0,02
γar=1,4
Rar=287 Nm/kg/K
dC, projeto= 15 mm
Substituindo 4.14, 4.13 em 4.12:
P3/RarT3. A3. M3(γarRarT3)1/2
= PD/RarTD. AD. MD (γarRarTD)1/2
Portanto: MD=0,0141
Balanço de massa e de momento entre as seções C e D, considerando
escoamento incompressível, pois número de Mach é muito pequeno:
79
D
.
C
.
mm =
ρCACvC = ρDADvD
AC / AD = VD / VC = β (4.15)
-PC(AD-AC) – ρC(-vCAC) vC + ρD(vDAD) vD = - (-PCAC + PDAD)
-PCAD – ρvDAD (vD –vC) = - PDAD (4.16)
Rearranjando 4.16 e substituindo 4.15 em 4.14 :
ρvD2[(β -1)/β]= PD - PC (4.17)
Calculando-se a área na região C:
/42projeto C,
πdCA =
Portanto: AC= 1,767x10-4 m2
Portanto, calcula-se a partir dos dados obtidos:
- da equação 4.15:
β=0,0151
- da equação 4.14:
vD= 4,88 m/s
- da equação 4.17:
PC=10,88 atm
Cálculo do número de Mach na região C a partir dos dados já obtidos:
80
CACTarRarγCMCTarR
CParAarvarρar
.m ==
Sendo:
g/s55,912ar
.m = (obtido no item 4.1.2)
PC = 10,88 atm
Rar = 1,4
Tc = 298,15K
γar = 1,4
AC= 1,767x10-4 m2
Portanto: MC = 0,0723
4.1.5 Módulo Expansor
De acordo com cálculos apresentados a seguir, as condições encontradas
no expansor são as seguintes:
81
FIGURA 4.5 - Esquema das condições a serem simuladas no módulo expansor (resultados dos cálculos já adicionados)
A partir do diâmetro do projeto, calcula-se a área na região E:
dE projeto= 52 mm → AE=πd2/4=0,00212m2
Utilizando tabelas de Saad (1993) para escoamento com onda de choque
normal entre as regiões F e G, sendo MF especificado por Migueis (1986) -
número de Mach adotado de maneira a diminuir o aumento da entropia
causada pela queda da pressão de estagnação:
MF= 1,6 → MG = 0,668 - PG/PF =2,82 - TG/TF = 1,388 - P0G/P0F =0,8952 - P0G/PF
=3,805
Utilizando tabelas de Saad (1993) para escoamento isentrópico entre as
regiões G e H, encontram-se as pressões de estagnação e diâmetro da tubeira
na região:
MG = 0,668 → P0 /PG = 1,363 T0/TG = 1,092
82
MH = 0,0723 → P0H /PH = 1,004
PH = PC
Portanto : PoH = 10,729 atm
PoH = PoG → PoG / PoF =0,8952 PoF=11,985 atm = P0E
AH/A*=8,188
AH = Ac
Portanto: A*=2,158x10-5 m2
A*=πd*2/4 → d*=5mm
Portanto, pode-se calcular o número de Mach, temperatura de
estagnação e pressão na região “E” pelas seguintes expressões:
1)ar2(γ
1arγ
2EM
2
1arγ1
1arγ
2
EM
1
*A
EA −+
−+
+=
Sendo:
AE=πd2/4=0,00212m2
A*=2,158x10-5 m2
γar = 1,4
Portanto: ME = 0,00588
2E
M2
1arγ1
ET
0T −+=
Sendo:
83
TE = 298,15 K (nesta região a temperatura é ambiente)
γar = 1,4
ME = 0,00588
Portanto: T0 = T0F = 298,152K
1)2E
M2
1ar1(EP
E0P −γγ
−γ+=
Sendo:
PoE=11,985 atm
γar = 1,4
ME = 0,00588
Portanto: PE=11,985 atm
4.2 Taxa de Regressão Teórica – r&
Em uma combustão em regime permanente em um combustor
esquematizado pela Figura 4.6, a taxa de regressão do combustível pode ser
calculada pela equação a seguir:
FIGURA 4.6 - Esquema do combustor
84
efg,Hcρ
sqr&
&= (4.18)
4.2.1 Cálculo do Fluxo de Calor para a Superfície do Grão ( sq& )
O primeiro passo é o cálculo sq& utilizando-se a equação a seguir:
)sTch(Tsq −=& (4.19)
O coeficiente de transferência de calor por convecção, h, pode ser
extraído da expressão para o número de Nusselt e, a partir dela, por
substituições, sq& pode ser encontrado facilmente como demonstrado a seguir:
14,0
0
ar4,0Pr
8,0Re.026,0Nu
µ
µ= (4.20)
0,14
sµ
arµ0,4
arκ
arp,Carµ0,8
arµ
arρarvid0,026Nuarκ
ih.d
== (4.21)
Substituindo 4.19 em 4.21 e sabendo-se que Gar = var ρar
0,14
0µ
arµ4,0
ark
ar,pCarµ0,8
arµ
idarG0,026
)sTc(Tark
.
sqid
=
− (4.22)
4.2.2 Cálculo do Diâmetro Interno do Grão, di
Da equação abaixo, tem-se para a altura do degrau de recirculação:
ha = 0,5(di – d1, projeto) (4.23)
A partir das condições de vôo a serem simuladas, estimou-se ha/di = 0,17
para o polibutadieno hidroxilado, segundo dados de Zvuloni (1989). O valor de
d1 é dado pelas dimensões do projeto de Migueis (1986). Portanto substituindo
em 4.23:
85
0,17.di = 0,5(di – d1, projeto)
0,17.di = 0,5(di – 0,023)
di = 0,0348 m ~35 mm
4.2.3 Cálculo da Condutividade Térmica do Ar, kar
De acordo com Bird (1960), a condutividade do ar, k, pode ser calculada
pela seguinte expressão:
k = 1,9891x10-4[(T/M)1/2/ σ2 Ωk] (4.24)
M = massa molecular do ar,
T = temperatura do ar,
σ = diâmetro efetivo de colisão entre duas moléculas,
Ωk = integral de colisão para a condutividade térmica = Ωu = f (T/Tε),
Tε = temperatura característica obtida a partir do potencial intermolecular
especificado.
Para P=6,705 atm, T=586,529K, M ar = 28,97 g/mol:
σar = 3,418Å
Tε = 124 K
T/ Tε = 4,73 ~ 4,7 → Ωu = 0,9343
kar = 0,82 x 10-4 cal cm-1s-1 K = 0,0082 cal m-1s-1K-1
86
4.2.4 Cálculo do Fluxo de Massa do Ar através do Grão, Gar
Encontra-se Gar através da seguinte equação:
Gar = ρarvar (4.25)
Sendo:
ρar = massa específica do ar,
var = velocidade do ar.
A massa específica do ar (ρar) é encontrada a partir da equação de gás
ideal:
Par=ρarR0Tar
Sendo:
Par = 6,691 atm
R = 287 Nm/kg/K
Tar = 586,184 K
Temos: ρar = 4,034 kg m-3
A velocidade do ar é encontrada pela seguinte equação:
Mar = var/ aar = M1 = v1/ a1
Sendo:
M1 = número de Mach na região 1 = M1 = 0,07
a1 = velocidade do som = γarRarT1 = (1,4.287.586,184)1/2 = 485,551 m/s
Portanto: var = v1 = 33,988 m/s
87
Substituindo-se os valores em 4.25 , tem-se:
Gar = 137,109 kg m-2s-1
4.2.5 Cálculo da Viscosidade do Ar, µar
De acordo com Bird (1960), a viscosidade do ar, µ, pode ser calculada
pela seguinte expressão:
µ = 2,6693x10-5[(TM)1/2/ σ2 Ωu] (4.26)
Sendo:
M = massa molecular do ar,
T = temperatura do ar,
σ = diâmetro efetivo de colisão entre duas moléculas,
Ωu = integral de colisão para a viscosidade = f (T/Tε),
Tε = temperatura característica obtida a partir do potencial intermolecular
especificado.
Para P = 6,691 atm, T = 586,184K, M ar = 28,97 g/mol e de acordo com tabelas
de Bird (1960):
σar = 3,418Å
Tε = 124 K
T/ Tε = 586,529/ 124= 4,73 ~ 4,7 → Ωu =
0,9343
Substituindo em 4.26:
88
µar = 31,884x10-5 g cm-1s-1 = 3,188 x10-5 kg m-1s-1
Para P = 6,691 atm, T = 700 K, M ar = 28,97 g/mol:
σar = 3,418Å
Tε = 124 K
T/ Tε = 5,645 → Ωu = 0,8963
Substituindo em 4.26:
µar = µ0 = 36,301x10-5 g cm-1s-1 = 3,63 x10-5 kg m-1s-1
Portanto, temos como dados e condições na entrada do combustor:
di = 35mm = 0,035 m
µar (T=586,529K; P=6,705 atm )= 3,188 x10-5 kg m-1s-1
Gar = 137,109 kg m-2s-1
Cpar = 240,4 cal kg-1K-1
kar = 0,0082 cal m-1s-1K-1
µ0 (T = 700 K; P = 6,705 atm) = 3,63 x10-5 kg m-1s-1
Tc (Ф=1 ) = 2494,80 K (valor encontrado com auxílio do CEA, rotina ROCKET,
Anexo A)
Ts = 700 K - segundo Hadar e Gany (1992)
Substituindo os valores na equação 4.22, tem-se:
1−−= smcal101000,846q 2.
s
89
De acordo com Hadar e Gany (1992), Hv,ef = 373,923 Cal g-1 para o
polibutadieno hidroxilado, ρc = 0,92 g/cm3. Portanto, substituindo em 4.18 , tem-
se:
mm/s294,0m/s1094,273,923)/(920000.3101000,846r 4.
====××××======== −−−−
Pode-se agora calcular tempo de queima do combustível:
tq = 0,5(de, projeto – di)/r= 0,5(66-35)/0,294= 52,7 s
4.3 Módulo Combustor
De acordo com cálculos apresentados a seguir, as condições encontradas
no combustor são as seguintes:
FIGURA 4.7 - Esquema das condições a serem simuladas no módulo
combustor (resultados dos cálculos já adicionados)
4.3.1 Simulação do Desempenho
Através do programa CEA rotina ROCKET, Frozen Composition, anexo A,
estimaram-se os parâmetros do desempenho para motor-foguete: impulsão
específica (Isp), velocidade característica de exaustão (c*) e temperatura da
90
câmara (Tc) em relação à razão de equivalência. Os resultados são
apresentados nos gráficos a seguir:
FIGURA 4.8 - Gráficos de simulação dos parâmetros Isp, c* e Tc em função da
razão de equivalência (continua).
91
0
500
1000
1500
2000
2500
3000
0 0,5 1 1,5 2
Razão de equivalência
Tc (K)
FIGURA 4.9 - Conclusão.
Com base no programa CEA, avalia-se que a razão de equivalência com
melhor desempenho teórico é de Ф= 1,1 (mistura ligeiramente rica em
combustível) e que a razão de combustível/ar estequiométrica é fest = 0,077.
Assim, obtém-se a razão combustível/ar real:
Ф= freal / f esteq
1,1=f/0,077
Portanto: freal = 0,085
O comprimento do grão foi calculado pela equação a seguir:
57,2
.r.L.i.r.2cρ
57,2
.r.c.Scρ
ar
.m/c
.mrealf
π===
Sendo:
.r =0,294 mm/s
ρc = 0,92 g/cm3
92
ri = di /2= 35/2 = 17,5 mm
Portanto: LC =164 mm
4.3.2 Comprimento da Câmara de Mistura Posterior
O comprimento da câmara de mistura posterior, LCM, foi calculado de
acordo com a equação abaixo:
LCM = Me.ae.tr (4.27)
Sendo:
Me = número de Mach na região “e”,
ae = velocidade sônica na região “e”,
tr = tempo de residência.
Os valores de tempo de residência são tipicamente 2-4 ms. Estimou-se
tr=4ms. A velocidade sônica na região “e” é fornecida pelo CEA, Ф= 1,1.
Portanto:
ae = 930,1 m/s
tr = 4 ms
Para o cálculo do número de Mach na região “e”, região da câmara de
mistura posterior, foi utilizada a seguinte equação:
1)c2(γ
1cγ
2eM
2
1cγ11cγ
2
eM
1
*GA
eA −+
−+
+= (4.28)
93
Sendo:
Ae = área da região “e”,
A*G = área da garganta da tubeira do estato-reator,
Me = número de Mach na região “e”,
γc = razão dos calores específicos na câmara.
- Cálculo da área na região e:
/4πdA 2
ee =
de = de = 66 mm
Portanto: Ae = 0,00342 m2
- Cálculo da área da garganta da tubeira da câmara:
Utilizou-se a seguinte equação:
)realf(1
20T
i0T
i*c
2*c
.*GA
*2A
02P
0iP++
= (4.29)
Sendo:
Poi = pressão de estagnação na região “i”,
Po2 = pressão de estagnação na região “2”,
A*2 = área da tubeira na região 2,
AG* = área da garganta da tubeira do estato-reator,
c*2 = velocidade característica de exaustão na região 2,
c*i = velocidade característica de exaustão na região “i”,
94
T0i = temperatura de estagnação na região “i”,
T02 = temperatura de estagnação na região “2”,
freal = razão combustível-ar real.
Segundo Jensen e Netzer (1986), o valor da pressão de estagnação na
região i, Poi, pode ser calculado da expressão:
γ−=
2
ar21
M.PLCexp
10P
i0P
(4.30)
Sendo:
P01 = pressão de estagnação na região 1,
PLC = fator empírico que descreve o efeito das perdas associadas à geometria
utilizada,
M1 = número de Mach na região 1,
γar = razão dos calores específicos.
Sabe-se que:
6
1
2
1 11
−+
−=
iiA
A
A
APLC (4.31)
A1 = 4,155x10-4 m2
/4πdA 2
ii = → Ai = 962,115 mm2 = 0,000962 m2
Portanto: PLC = 0,357
Substituindo em 4.30:
95
P01 = 6,691 atm
PLC = 0,357
M1 = 0,07
γar = 1,4
Tem-se: P0i = 6,707 atm
Uma vez que Mi é muito pequeno, o cálculo da queda de pressão devido
ao degrau de circulação, hb, pode ser desprezado, portanto:
P0i = 6,707 atm = P0e
Cálculo da velocidade característica na região 2, c*2, e da garganta da
tubeira da câmara, c*G:
1γ
1γ
arar
ar2
*ar
ar
1γ
2
R
γc
−
+
+= (4.32)
Sendo:
γar = 1,4
Rar = 287 Nm/kg/K
Portanto: c*2 = 0,0404 m/s
1γ
1γ
cc
cG
c
c
1γ
2
R
γ*c
−
+
+= (4.33)
Sendo os dados abaixo obtidos pelo CEA, Ф= 1,1:
γc = razão dos calores específicos na câmara = 1,252
96
Pc= ρcRcTc
Pc= pressão do gás na câmara= 6,793 atm
ρc = massa específica do gás na câmara = 0,934 kg/cu M
Tc = temperatura do gás na câmara = 2508,20 K
Rc = 290,382 Nm/kg/K
Portanto: cG = 0,0375
Com esses dados foi possível calcular a área da garganta do estato-retor
utilizando-se a equação 4.30:
Sendo:
P0i = 6,707 atm
P02 = 10,69 atm
A*2 = 3,15 x 10
-5 m2
c2 = 0,0404
ci = 0,0375
T0i = 2508,20 K (dado obtido por CEA)
T02 = 586,759 K
freal = 0,085
Portanto: AG* = 1,211x104 m2
Assim, pode-se também calcular o diâmetro da garganta da tubeira do
estato-reator:
97
/4πdA*
G
*
G = → dG*=0,0124 m = 12,4 m
Para o cálculo do diâmetro de saída da tubeira, ds, temos:
As/A*=1,6923 (dado obtido do CEA) As = 0,000205 m
2= 205 mm2
/4πdA ss = Portanto: ds = 16,155 mm
Calcula-se agora, Me substituindo-se os dados obtidos em 4.28:
Sendo:
Ae = 0,00342 m2
Ag* = 1,211 x 104 m2
γc = 1,252
Portanto: Me = 0,0209
Finalmente, substituindo os dados em 4.27:
LCM = 0,0783 m = 7, 83 cm
4.3.3 Localização do Ponto de Reatamento
De acordo com Figura 4.7, tem-se:
hb = (de – di)/2
de=66 mm
di=35mm
Portanto: hb= 15,5mm
98
De acordo com Jensen e Netzer (1986), o ponto de reatamento está entre
6 e 9 vezes a altura de hb. Admitindo fator 7, tem-se:
LPR≈7.15,5 = 108, 5 mm
4.4 Parâmetros do Desempenho Teóricos
A impulsão específica por unidade de massa de combustível do estato-
reator foi obtida pela equação a seguir:
realf
v)realf(1fsp,Ic,spI
∞−+=
Dados:
Isp,f = impulsão específica para motores foguete = 1530,5 m/s (dado obtido do
CEA)
f real= 0,085
v00 = v2 = 761,456m/s
Portanto: Isp,c = 10578,076 m/s
O empuxo desenvolvido pelo estato-reator foi determinado aplicando-se a
equação abaixo:
real.far
.m.csp,IERF =
Isp,c = 10678,076 m/s
arm& = 0,0572 kg/s
freal =0,085
FER = 51,431 N
99
CAPÍTULO 5
TRABALHO EXPERIMENTAL
5.1 Arranjo do sistema
O sistema já existente foi recuperado e adaptado para o atual combustível
utilizando os resultados do capítulo anterior, conforme figuras a seguir. Para
eliminar as variações de massa fornecidas a cada ensaio pelas mangueiras,
transdutores, termopares e grãos de polibutadieno hidroxilado, o sistema foi
colocado na posição horizontal, possibilitando a zeragem da célula de carga
em novos ensaios.
FIGURA 5.1 – Estato-reator recuperado, posicionamento horizontal
100
FIGURA 5.2 – Estato-reator recuperado, posicionamento vertical
Uma mangueira foi conectada à entrada do módulo combustor para
conduzir nitrogênio à temperatura ambiente diretamente de um cilindro
pressurizado. O gás é liberado por uma válvula solenóide exatamente ao final
do tempo estabelecido para o teste, a fim de congelar instantaneamente a
combustão do polímero, permitindo assim uma medida precisa de sua taxa de
regressão.
101
FIGURA 5.3 - Desenho esquemático do sistema de fornecimento de ar.
Os parâmetros medidos foram temperaturas, pressões e empuxo
conforme Figura 5.4. Os valores de pressão estática medidos são muito
próximos à pressão de estagnação já que a velocidade do escoamento é muito
baixa.
102
FIGURA 5.4 – Pontos de medição ao longo do equipamento. (P = pressão, T = temperatura, E = empuxo)
A região de maior consumo de combustível na câmara de combustão é a
região de recirculação, pois apresenta um escoamento bastante turbulento, rico
em gases combustíveis e com variações violentas de temperatura. Portanto,
com o objetivo de se obter um escoamento com maior temperatura e de se
investigar o efeito sobre o desempenho, também foram feitos ensaios com uma
câmara de mistura intermediária após o ponto de reatamento, anexo C, e na
metade do comprimento do grão.
Uma vez que é necessário que exista um degrau de recirculação para
provocar turbulência suficiente para promover a mistura eficaz dos reagentes
dentro do grão, parece interessante estudar a influência do aumento desse
degrau. Ele é máximo quando ocupa todo o diâmetro interno da câmara de
combustão, criando na realidade não um degrau, mas uma zona de
recirculação, conforme figura a seguir. Foram realizados então ensaios
criando-se essa zona após a entrada do ar, com o objetivo de comparar a
queima do grão na entrada do polímero com o degrau original e com a zona.
103
FIGURA 5.5 - Desenho esquemático da câmara de combustão com zona de recirculação anterior.
Os testes requerem uma grande vazão, portanto a válvula reguladora de
pressão utilizada deve ser a adequada para fornecer as condições desejadas
no módulo expansor, anexo B, assegurando o correto andamento do processo
nos outros módulos do sistema. Outro ponto importante foi a utilização de
mangueira apropriada para o ar, de superfície interna lisa e diâmetro interno
maior que 6 mm, impedindo assim grandes perdas de carga. A entrada do ar
no sistema foi feita manualmente devido à falta de válvula solenóide que
apresentasse baixa perda de carga, como apresentado na Figura 5.7, sendo
necessário regular o manômetro do ar em 15 atm para a obtenção da pressão
correta de 12 atm no expansor. A pressão interna mínima no cilindro de ar para
o alcance das vazões e pressões desejadas no sistema deve ser de 75
kgf/cm2.
104
FIGURA 5.6 – Posicionamento dos cilindros H2 e N2
FIGURA 5.7 – Posicionamento dos cilindros ar e O2 (a seta indica a válvula
manual)
Execução dos Testes
Os grãos combustíveis são inicialmente trazidos às dimensões
determinadas pelos cálculos anteriores, pesados com precisão e em seguida
alojados no módulo combustor. A vela de ignição é colocada em funcionamento
105
e o O2 e o H2 são introduzidos no módulo aquecedor obtendo-se uma ignição
instantânea. O gás oriundo da reação escoa pelo interior do orifício central do
grão durante 20 s a fim de elevar suficientemente a temperatura em sua
superfície. Em seguida, o ar é admitido. A ignição do grão dá-se
imediatamente, conforme figura a seguir, e a combustão é mantida durante
tempo pré-estabelecido, após o qual o módulo combustor é desmontado e o
remanescente do grão é pesado e medido novamente.
FIGURA 5.8 - Desenho esquemático do sistema de fornecimento de ar.
Para a determinação da taxa de regressão, foi utilizada a seguinte
equação citada por Veras (1991):
qt2
imdfmdm
.r
−=
Sendo:
2im
dL
w4fmd +
ρπ∆
=
106
∆w = variação de massa [g]
L = comprimento do grão [cm]
ρ = massa específica do grão [g/cm3]
dim = diâmetro inicial médio [cm]
dfm = diâmetro final médio [cm]
tq = tempo de queima [s]
Foram obtidos os seguintes resultados experimentais para 10 ensaios
sem a câmara de mistura intermediária. Valores esperados (teóricos): r&m =
0,294 mm/s, F = 51,431 N, Isp,c = 10578,076 m/s.
TABELA 5.1 – Resultados dos ensaios sem câmara de mistura intermediária Ensaio r&m (mm/s) ∆ r&m% F (N) ∆F%
1 0,614 + 108,8 não medido - 2 0,434 + 47,6 não medido - 3 0,325 + 10,5 53,955 + 4,9 4 0,324 + 10,2 49,05 - 4,6 5 0,321 + 9,1 89,271 + 73,6 6 0,322 + 9,5 56,86 + 10,5 7 0,0374 -87,2 16,677 - 67,5 8 0,311 5,8 49,05 - 4,6 9 0,321 + 9,2 53,955 + 4,9 10 0,452 + 53,7 - -
Consideraram-se os ensaios 3, 4, 6, 8 e 9 como válidos, encontrando-se
como valor médio Isp = 10813,245 m/s , ∆Isp = 2,22%. O comportamento da
pressão e temperatura típico desses ensaios é apresentado na Figura 5.9.
107
FIGURA 5.9 – Comportamento da pressão, temperatura e empuxo durante ensaios sem câmera de mistura intermediária
108
As diferenças entre os resultados teóricos e experimentais podem ser
explicadas pela combustão incompleta, comprovada pela característica
radiante da chama e depósito de carbono negro na câmara de mistura, e pela
expansão imperfeita dos gases na tubeira. A Figura 5.10 representa o perfil da
superfície interna do grão após a queima.
FIGURA 5.10 – Superfície interna do grão após queima
Observaram-se os seguintes problemas na realização dos ensaios 1, 2,
5, 7 e 10:
- Ensaio 1: entrada tardia do ar, permitindo parte da evaporação do polímero
sem ocorrência da combustão.
- Ensaio 2: foram encontrados valores baixos de temperatura e pressão na
entrada do estato-reator, não permitindo que as condições de vôo sejam de
Mach 2,2.
- Ensaio 5: a pressão no cilindro em uso caiu abaixo do necessário. Constatou-
se que sua substituição por um novo cilindro com pressão de estagnação bem
maior, associada à baixa confiabilidade da válvula reguladora, provoca o
aumento da vazão de ar no sistema, ocorrendo , portanto, o aumento do
empuxo obtido.
- Ensaio 7: apesar de todas as demais condições favoráveis, a quantidade de
água formada durante os ensaios anteriores impediu a ignição do grão. Foram
necessárias uma manutenção do sistema para retirada da água formada e uma
inspeção nas tubeiras, para assegurar a ausência de entupimentos.
109
- Ensaio 10: Nesse ensaio o grão foi queimado quase completamente.
Verificou-se que essa queima torna-se cada vez mais irregular, implicando em
uma diminuição progressiva do comprimento. Uma das conseqüências é a
diminuição da pressão de câmara. Esses desvios da idealidade fazem com que
os resultados do teste não devam ser levados em consideração.
Foram obtidos os seguintes resultados experimentais para 6 ensaios com
câmara de mistura intermediária. Valores esperados: r&m = 0,294 mm/s, F =
51,431 N, Isp,c = 10578,076 m/s.
TABELA 5.2 – Resultados dos ensaios com câmara de mistura intermediária após ponto de reatamento
Ensaio r&m (mm/s) F (N) 1 0,503 81 2 0,488 79 3 0,510 81
TABELA 5.3– Resultados dos ensaios com câmara de mistura intermediária na metade do comprimento do polímero
Ensaio r&m (mm/s) F (N) 1 0,516 81 2 0,560 83 3 0,538 81
Os ensaios realizados comprovaram a melhora de desempenho
utilizando-se a câmara de mistura intermediária, sendo que sua localização
teve pouca influência nos valores de taxa de regressão e empuxo obtidos.
Observou-se nos grãos maior consumo de combustível após a câmara de
mistura intermediária, confirmando que a segunda região de recirculação
apresenta temperaturas mais elevadas e escoamento mais turbulento que a
primeira. Obteve-se, a partir dos ensaios, Isp = 16141,505 m/s.
Para tornar coerente a comparação dos resultados dos ensaios com uma
zona de recirculação anterior à entrada do grão(sistema com a mesma massa)
foi utilizada a mesma configuração câmara de combustão + câmara de mistura
posterior dos primeiros ensaios, sendo que o polímero ficou a uma distância de
110
33 mm da entrada do ar (20 % do seu comprimento), diminuindo-se assim 33
mm do comprimento da câmara de mistura posterior. Além da superfície do
grão apresentar uma queima mais uniforme, houve também aumento da taxa
de regressão, r& = 0,466 mm/s, e do empuxo, F= 61 N.
A inclusão da câmara intermediária aumenta a massa do sistema. Esse
aumento porém é bem menor que o aumento no empuxo. Portanto conclui-se
que o sistema com câmara de mistura intermediária é mais vantajoso.
Foi possível a comparação do desempenho do polibutadieno com outros
polímeros a partir de trabalhos anteriores realizados por Migueis (1986) e Silva
(1995):
TABELA 5.4 – Comparação dos resultados dos ensaios com diferentes tipos de polímero
Valores Médios Polibutadieno hidroxilado
Polietileno Poliéster + 25% de perclorato de
amônio Hv,ef [J/g] 1563 2322 1580 F (N) 53,95 80 45
r& (mm/s) 0,35 0,25 0,3
Os valores de empuxo obtidos estão de acordo com os valores teóricos
para os diferentes polímeros conforme figura 2.1, sendo importante lembrar
que o trabalho de Silva (1995) é mostrado apenas como ilustração, já que as
condições dos ensaios utilizadas neste são diferentes.
111
CAPÍTULO 6
CONCLUSÕES
O modelo escolhido para o cálculo dos valores teóricos apresentou
valores bastante satisfatórios tanto do dimensionamento do projeto quanto do
desempenho do sistema. Pode-se relacionar o aumento da energia radiante,
devido à formação de fuligem observada, ao aumento da taxa de regressão
experimental em relação à teórica.
Observou-se acerto na estimativa da relação ha/di, devido à boa
estabilização da chama após a ignição. Houve a formação da região de
recirculação, permitindo que as reações ocorressem e fornecessem calor para
a propagação da queima ao longo da câmara.
Para o caso do polibutadieno hidroxilado, há a possibilidade do uso de
uma zona de recirculação antes da entrada do grão em sistemas câmara de
combustão + câmara de mistura posterior, uniformizando a combustão do grão
e aumentando o desempenho.
Foi comprovada a vantagem da utilização de uma câmara de mistura
intermediária pelo aumento do desempenho do sistema, devido ao aumento da
turbulência do escoamento promovida pela segunda região de recirculação e,
como conseqüência, uma mistura mais eficiente dos vapores provenientes da
pirólise e aumento da temperatura da câmara, promovendo maior transferência
de calor na superfície do grão.
Dos resultados de desempenhos obtidos em trabalhos anteriores para os
diferentes polímeros, pode-se concluir que quanto menor a temperatura de
decomposição do polímero, maior a sua taxa de regressão.
112
Verificou-se nos ensaios que não há diferença entre os desempenhos do
HTPB utilizando IPDI ou TDI como agentes de cura, comprovando-se que a
escolha de um ou outro desses isocianatos não tem influência perceptível na
combustão.
113
REFERÊNCIAS BIBLIOGRÁFICAS
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115
APÊNDICE A
Resultados obtidos pelo CEA
*******************************************************************************
NASA-GLENN CHEMICAL EQUILIBRIUM PROGRAM CEA2, MAY 21, 2004
BY BONNIE MCBRIDE AND SANFORD GORDON
REFS: NASA RP-1311, PART I, 1994 AND NASA RP-1311, PART II, 1996
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problem case=HTPBcea phi,eq.ratio=0.1,0.2,0.3,0.4,0.5,0.6,0.7,0.8,0.9,1,1.1,1.
2,1.3,1.4,1.5,1.6,
rocket equilibrium frozen nfz=1 t,k=
p,atm=6.705,
pi/p=6.705,
WARNING!! DID NOT RECOGNIZE t,k (INPUT)
react
oxid=Air wt=1 t,k=586.759
fuel=HTPB wt=0.906
h,kj/mol=17.18 C 164 H 248 O 2
fuel=IPDI wt=0.082
h,kj/mol=-438.44 C 12 H 18 O 2 N 2
fuel=DBP wt=0.012
h,kj/mol=-840.138 C 16 H 22 O 1
output massf
plot p t rho h s cp gam son pip mach aeat cf ivac isp cond condfz %f o/f phi
,eq.ratio
end
OPTIONS: TP=F HP=F SP=F TV=F UV=F SV=F DETN=F SHOCK=F REFL=F INCD=F
RKT=T FROZ=T EQL=T IONS=F SIUNIT=T DEBUGF=F SHKDBG=F DETDBG=F TRNSPT=F
TRACE= 0.00E+00 S/R= 0.000000E+00 H/R= 0.000000E+00 U/R= 0.000000E+00
Pc,BAR = 6.793841
Pc/P = 6.7050
SUBSONIC AREA RATIOS =
SUPERSONIC AREA RATIOS =
NFZ= 1 Mdot/Ac= 0.000000E+00 Ac/At= 0.000000E+00
REACTANT WT.FRAC (ENERGY/R),K TEMP,K DENSITY
EXPLODED FORMULA
O: Air 1.000000 0.101224E+04 586.76 0.0000
116
N 1.56168 O 0.41959 AR 0.00937 C 0.00032
F: HTPB 0.906000 0.206627E+04 0.00 0.0000
C ******** H ******** O 2.00000
F: IPDI 0.082000 -0.527319E+05 0.00 0.0000
C 12.00000 H 18.00000 O 2.00000 N 2.00000
F: DBP 0.012000 -0.101045E+06 0.00 0.0000
C 16.00000 H 22.00000 O 1.00000
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 26.91994 %FUEL= 3.581670 R,EQ.RATIO= 0.502793 PHI,EQ.RATIO= 0.500000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8208 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7312 1.0132
T, K 1761.59 1548.29 1154.53
RHO, KG/CU M 1.3525 0 8.4518-1 3.0780-1
H, KJ/KG 273.05 -9.4524 -508.87
U, KJ/KG -229.26 -450.92 -838.06
G, KJ/KG -14503.1 -12996.5 -10193.1
S, KJ/(KG)(K) 8.3880 8.3880 8.3880
M, (1/n) 29.159 29.160 29.161
(dLV/dLP)t -1.00002 -1.00001 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0009 1.0002 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 1.3464 1.3046 1.2311
GAMMAs 1.2692 1.2798 1.3014
SON VEL,M/SEC 798.5 751.7 654.5
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.911
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6505
CSTAR, M/SEC 1069.4 1069.4
CF 0.7029 1.1694
Ivac, M/SEC 1339.0 1513.8
117
Isp, M/SEC 751.7 1250.5
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING FROZEN COMPOSITION
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 26.91994 %FUEL= 3.581670 R,EQ.RATIO= 0.502793 PHI,EQ.RATIO= 0.500000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8237 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7254 1.0132
T, K 1761.59 1543.67 1149.08
RHO, KG/CU M 1.3525 0 8.4635-1 3.0924-1
H, KJ/KG 273.05 -9.7385 -506.56
U, KJ/KG -229.26 -449.91 -834.22
G, KJ/KG -14503.1 -12958.0 -10145.0
S, KJ/(KG)(K) 8.3880 8.3880 8.3880
M, (1/n) 29.159 29.159 29.159
Cp, KJ/(KG)(K) 1.3085 1.2859 1.2276
GAMMAs 1.2787 1.2849 1.3025
SON VEL,M/SEC 801.4 752.1 653.3
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.911
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6483
CSTAR, M/SEC 1067.4 1067.4
CF 0.7046 1.1699
Ivac, M/SEC 1337.3 1511.1
Isp, M/SEC 752.0 1248.7
MASS FRACTIONS
*Ar 0.01245 *CO 0.00001 *CO2 0.11275
H2O 0.03463 *NO 0.00254 NO2 0.00002
*N2 0.72732 *O 0.00001 *OH 0.00014
*O2 0.11013
118
* THERMODYNAMIC PROPERTIES FITTED TO 20000.K
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 22.43328 %FUEL= 4.267435 R,EQ.RATIO= 0.602558 PHI,EQ.RATIO= 0.600000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8133 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7467 1.0132
T, K 1952.28 1726.01 1298.52
RHO, KG/CU M 1.2218 0 7.6225-1 2.7403-1
H, KJ/KG 269.69 -41.768 -601.95
U, KJ/KG -286.38 -533.30 -971.72
G, KJ/KG -16406.5 -14785.2 -11693.8
S, KJ/(KG)(K) 8.5419 8.5419 8.5419
M, (1/n) 29.191 29.196 29.198
(dLV/dLP)t -1.00009 -1.00002 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0032 1.0009 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 1.4088 1.3524 1.2708
GAMMAs 1.2553 1.2673 1.2888
SON VEL,M/SEC 835.5 789.3 690.3
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.913
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6628
CSTAR, M/SEC 1129.3 1129.3
CF 0.6989 1.1692
Ivac, M/SEC 1412.0 1600.4
Isp, M/SEC 789.3 1320.3
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING FROZEN COMPOSITION
119
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 22.43328 %FUEL= 4.267435 R,EQ.RATIO= 0.602558 PHI,EQ.RATIO= 0.600000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8179 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7371 1.0132
T, K 1952.28 1717.54 1288.10
RHO, KG/CU M 1.2218 0 7.6391-1 2.7617-1
H, KJ/KG 269.69 -42.316 -597.73
U, KJ/KG -286.38 -531.53 -964.63
G, KJ/KG -16406.5 -14713.4 -11600.6
S, KJ/(KG)(K) 8.5419 8.5419 8.5419
M, (1/n) 29.191 29.191 29.191
Cp, KJ/(KG)(K) 1.3391 1.3184 1.2638
GAMMAs 1.2702 1.2756 1.2910
SON VEL,M/SEC 840.4 790.0 688.2
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.914
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6589
CSTAR, M/SEC 1125.8 1125.8
CF 0.7016 1.1699
Ivac, M/SEC 1409.2 1595.7
Isp, M/SEC 789.9 1317.1
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
120
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 19.22853 %FUEL= 4.943514 R,EQ.RATIO= 0.702161 PHI,EQ.RATIO= 0.700000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8058 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7622 1.0132
T, K 2129.04 1894.70 1437.50
RHO, KG/CU M 1.1211 0 6.9803-1 2.4785-1
H, KJ/KG 266.38 -71.742 -690.45
U, KJ/KG -339.61 -610.72 -1099.27
G, KJ/KG -18210.3 -16514.7 -13165.7
S, KJ/(KG)(K) 8.6784 8.6784 8.6784
M, (1/n) 29.211 29.229 29.236
(dLV/dLP)t -1.00032 -1.00008 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0103 1.0031 1.0001
Cp, KJ/(KG)(K) 1.5022 1.4093 1.3085
GAMMAs 1.2392 1.2547 1.2778
SON VEL,M/SEC 866.6 822.3 722.8
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.914
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6742
CSTAR, M/SEC 1183.6 1183.6
CF 0.6948 1.1688
Ivac, M/SEC 1477.8 1678.9
Isp, M/SEC 822.3 1383.4
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING FROZEN COMPOSITION
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 19.22853 %FUEL= 4.943514 R,EQ.RATIO= 0.702161 PHI,EQ.RATIO= 0.700000
121
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8132 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7469 1.0132
T, K 2129.04 1879.25 1418.31
RHO, KG/CU M 1.1211 0 7.0050-1 2.5099-1
H, KJ/KG 266.38 -72.687 -682.96
U, KJ/KG -339.61 -607.58 -1086.65
G, KJ/KG -18210.3 -16381.6 -12991.6
S, KJ/(KG)(K) 8.6784 8.6784 8.6784
M, (1/n) 29.211 29.211 29.211
Cp, KJ/(KG)(K) 1.3666 1.3475 1.2961
GAMMAs 1.2631 1.2678 1.2814
SON VEL,M/SEC 874.9 823.5 719.2
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.916
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6679
CSTAR, M/SEC 1177.7 1177.7
CF 0.6992 1.1700
Ivac, M/SEC 1473.0 1670.9
Isp, M/SEC 823.5 1377.9
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 16.82496 %FUEL= 5.610111 R,EQ.RATIO= 0.801602 PHI,EQ.RATIO= 0.800000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.7968 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7810 1.0132
T, K 2286.94 2053.57 1572.18
RHO, KG/CU M 1.0435 0 6.4773-1 2.2690-1
H, KJ/KG 263.12 -98.587 -774.24
122
U, KJ/KG -387.96 -682.31 -1220.81
G, KJ/KG -19863.3 -18171.3 -14610.3
S, KJ/(KG)(K) 8.8006 8.8006 8.8006
M, (1/n) 29.205 29.251 29.272
(dLV/dLP)t -1.00098 -1.00029 -1.00001
(dLV/dLT)p 1.0287 1.0098 1.0004
Cp, KJ/(KG)(K) 1.6738 1.4987 1.3455
GAMMAs 1.2181 1.2393 1.2679
SON VEL,M/SEC 890.5 850.5 752.5
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.914
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6857
CSTAR, M/SEC 1233.2 1233.2
CF 0.6897 1.1680
Ivac, M/SEC 1536.8 1750.4
Isp, M/SEC 850.5 1440.4
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING FROZEN COMPOSITION
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 16.82496 %FUEL= 5.610111 R,EQ.RATIO= 0.801602 PHI,EQ.RATIO= 0.800000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8093 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7549 1.0132
T, K 2286.94 2024.05 1535.48
RHO, KG/CU M 1.0435 0 6.5162-1 2.3179-1
H, KJ/KG 263.12 -100.35 -760.42
U, KJ/KG -387.96 -676.59 -1197.57
G, KJ/KG -19863.3 -17913.2 -14273.6
S, KJ/(KG)(K) 8.8006 8.8006 8.8006
M, (1/n) 29.205 29.205 29.205
Cp, KJ/(KG)(K) 1.3911 1.3733 1.3246
123
GAMMAs 1.2573 1.2615 1.2738
SON VEL,M/SEC 904.8 852.6 746.2
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.917
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6753
CSTAR, M/SEC 1222.8 1222.8
CF 0.6972 1.1700
Ivac, M/SEC 1528.5 1736.3
Isp, M/SEC 852.6 1430.8
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 14.95552 %FUEL= 6.267424 R,EQ.RATIO= 0.900882 PHI,EQ.RATIO= 0.900000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.7829 6.7050
P, BAR 6.7938 3.8105 1.0132
T, K 2414.79 2197.23 1703.84
RHO, KG/CU M 9.8603-1 6.0993-1 2.0961-1
H, KJ/KG 259.91 -119.93 -852.09
U, KJ/KG -429.10 -744.67 -1335.49
G, KJ/KG -21257.4 -19698.7 -16034.4
S, KJ/(KG)(K) 8.9107 8.9107 8.9107
M, (1/n) 29.140 29.242 29.306
(dLV/dLP)t -1.00243 -1.00098 -1.00004
(dLV/dLT)p 1.0675 1.0301 1.0015
Cp, KJ/(KG)(K) 1.9833 1.6892 1.3863
GAMMAs 1.1927 1.2160 1.2582
SON VEL,M/SEC 906.5 871.6 779.9
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.912
PERFORMANCE PARAMETERS
124
Ae/At 1.0000 1.7007
CSTAR, M/SEC 1278.0 1278.0
CF 0.6820 1.1669
Ivac, M/SEC 1588.4 1815.5
Isp, M/SEC 871.6 1491.3
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING FROZEN COMPOSITION
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 14.95552 %FUEL= 6.267424 R,EQ.RATIO= 0.900882 PHI,EQ.RATIO= 0.900000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8066 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7606 1.0132
T, K 2414.79 2141.31 1630.50
RHO, KG/CU M 9.8603-1 6.1551-1 2.1780-1
H, KJ/KG 259.91 -124.11 -825.99
U, KJ/KG -429.10 -735.08 -1291.22
G, KJ/KG -21257.4 -19204.6 -15354.8
S, KJ/(KG)(K) 8.9107 8.9107 8.9107
M, (1/n) 29.140 29.140 29.140
Cp, KJ/(KG)(K) 1.4123 1.3954 1.3487
GAMMAs 1.2532 1.2570 1.2683
SON VEL,M/SEC 929.2 876.4 768.2
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.918
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6806
CSTAR, M/SEC 1259.5 1259.5
CF 0.6958 1.1701
Ivac, M/SEC 1573.5 1789.4
Isp, M/SEC 876.4 1473.7
125
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 12.98797 %FUEL= 6.915645 R,EQ.RATIO= 1.000000 PHI,EQ.RATIO= 1.000000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.7662 6.7050
P, BAR 6.7938 3.8465 1.0132
T, K 2494.80 2298.00 1830.03
RHO, KG/CU M 9.4896-1 5.8649-1 1.9523-1
H, KJ/KG 256.74 -133.36 -916.34
U, KJ/KG -459.19 -789.23 -1435.35
G, KJ/KG -22221.4 -20838.4 -17405.0
S, KJ/(KG)(K) 9.0100 9.0100 9.0100
M, (1/n) 28.974 29.132 29.317
(dLV/dLP)t -1.00401 -1.00234 -1.00031
(dLV/dLT)p 1.1088 1.0690 1.0117
Cp, KJ/(KG)(K) 2.3003 2.0171 1.5104
GAMMAs 1.1756 1.1896 1.2374
SON VEL,M/SEC 917.4 883.3 801.4
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.911
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.7324
CSTAR, M/SEC 1311.5 1311.5
CF 0.6735 1.1679
Ivac, M/SEC 1625.8 1870.6
Isp, M/SEC 883.3 1531.7
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING FROZEN COMPOSITION
126
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 12.98797 %FUEL= 6.915645 R,EQ.RATIO= 1.000000 PHI,EQ.RATIO= 1.000000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8053 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7633 1.0132
T, K 2494.80 2214.28 1689.07
RHO, KG/CU M 9.4896-1 5.9225-1 2.0904-1
H, KJ/KG 256.74 -141.97 -872.94
U, KJ/KG -459.19 -777.39 -1357.65
G, KJ/KG -22221.4 -20092.7 -16091.5
S, KJ/(KG)(K) 9.0100 9.0100 9.0100
M, (1/n) 28.974 28.974 28.974
Cp, KJ/(KG)(K) 1.4293 1.4127 1.3668
GAMMAs 1.2512 1.2549 1.2658
SON VEL,M/SEC 946.5 893.0 783.3
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.919
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6831
CSTAR, M/SEC 1284.6 1284.6
CF 0.6951 1.1701
Ivac, M/SEC 1604.6 1825.6
Isp, M/SEC 893.0 1503.1
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
127
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 12.23633 %FUEL= 7.554962 R,EQ.RATIO= 1.098958 PHI,EQ.RATIO= 1.100000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.7875 6.7050
P, BAR 6.7938 3.8007 1.0132
T, K 2508.20 2280.89 1757.21
RHO, KG/CU M 9.3390-1 5.7666-1 1.9983-1
H, KJ/KG 253.61 -149.20 -917.62
U, KJ/KG -473.86 -808.28 -1424.68
G, KJ/KG -22569.8 -20904.2 -16907.4
S, KJ/(KG)(K) 9.0995 9.0995 9.0995
M, (1/n) 28.667 28.774 28.814
(dLV/dLP)t -1.00292 -1.00086 -1.00001
(dLV/dLT)p 1.0798 1.0260 1.0004
Cp, KJ/(KG)(K) 2.0881 1.6645 1.3963
GAMMAs 1.1891 1.2223 1.2607
SON VEL,M/SEC 930.1 897.6 799.5
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.914
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6923
CSTAR, M/SEC 1312.6 1312.6
CF 0.6838 1.1660
Ivac, M/SEC 1631.9 1861.8
Isp, M/SEC 897.6 1530.5
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING FROZEN COMPOSITION
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 12.23633 %FUEL= 7.554962 R,EQ.RATIO= 1.098958 PHI,EQ.RATIO= 1.100000
128
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8058 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7623 1.0132
T, K 2508.20 2225.39 1696.39
RHO, KG/CU M 9.3390-1 5.8290-1 2.0594-1
H, KJ/KG 253.61 -151.64 -893.75
U, KJ/KG -473.86 -797.09 -1385.77
G, KJ/KG -22569.8 -20401.6 -16330.1
S, KJ/(KG)(K) 9.0995 9.0995 9.0995
M, (1/n) 28.667 28.667 28.667
Cp, KJ/(KG)(K) 1.4410 1.4242 1.3774
GAMMAs 1.2520 1.2557 1.2667
SON VEL,M/SEC 954.4 900.3 789.5
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.919
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6822
CSTAR, M/SEC 1294.6 1294.6
CF 0.6954 1.1701
Ivac, M/SEC 1617.2 1839.6
Isp, M/SEC 900.3 1514.8
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 11.21664 %FUEL= 8.185557 R,EQ.RATIO= 1.197755 PHI,EQ.RATIO= 1.200000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8008 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7727 1.0132
T, K 2463.34 2207.21 1687.05
RHO, KG/CU M 9.3704-1 5.8169-1 2.0450-1
H, KJ/KG 250.52 -153.39 -901.85
129
U, KJ/KG -474.51 -801.97 -1397.33
G, KJ/KG -22362.5 -20415.2 -16388.6
S, KJ/(KG)(K) 9.1798 9.1798 9.1798
M, (1/n) 28.249 28.296 28.310
(dLV/dLP)t -1.00124 -1.00027 -1.00001
(dLV/dLT)p 1.0343 1.0083 1.0002
Cp, KJ/(KG)(K) 1.7375 1.5132 1.4020
GAMMAs 1.2195 1.2455 1.2651
SON VEL,M/SEC 940.3 898.8 791.7
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.917
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6840
CSTAR, M/SEC 1299.5 1299.5
CF 0.6917 1.1683
Ivac, M/SEC 1620.4 1844.5
Isp, M/SEC 898.8 1518.1
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING FROZEN COMPOSITION
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 11.21664 %FUEL= 8.185557 R,EQ.RATIO= 1.197755 PHI,EQ.RATIO= 1.200000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8078 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7581 1.0132
T, K 2463.34 2182.49 1659.18
RHO, KG/CU M 9.3704-1 5.8504-1 2.0749-1
H, KJ/KG 250.52 -153.85 -890.87
U, KJ/KG -474.51 -796.22 -1379.21
G, KJ/KG -22362.5 -20188.7 -16121.8
S, KJ/(KG)(K) 9.1798 9.1798 9.1798
M, (1/n) 28.249 28.249 28.249
Cp, KJ/(KG)(K) 1.4483 1.4306 1.3818
GAMMAs 1.2551 1.2590 1.2707
130
SON VEL,M/SEC 953.9 899.3 787.7
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.918
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6783
CSTAR, M/SEC 1291.3 1291.3
CF 0.6964 1.1701
Ivac, M/SEC 1613.6 1834.1
Isp, M/SEC 899.3 1510.9
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 10.35382 %FUEL= 8.807607 R,EQ.RATIO= 1.296393 PHI,EQ.RATIO= 1.300000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8060 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7618 1.0132
T, K 2394.48 2130.85 1621.83
RHO, KG/CU M 9.4861-1 5.9073-1 2.0911-1
H, KJ/KG 247.48 -152.15 -883.73
U, KJ/KG -468.71 -788.95 -1368.29
G, KJ/KG -21906.7 -19867.2 -15889.2
S, KJ/(KG)(K) 9.2522 9.2522 9.2522
M, (1/n) 27.798 27.822 27.829
(dLV/dLP)t -1.00059 -1.00014 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0162 1.0040 1.0001
Cp, KJ/(KG)(K) 1.5958 1.4812 1.4102
GAMMAs 1.2391 1.2551 1.2689
SON VEL,M/SEC 942.0 894.0 784.1
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.918
131
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6791
CSTAR, M/SEC 1286.4 1286.4
CF 0.6950 1.1693
Ivac, M/SEC 1606.3 1826.3
Isp, M/SEC 894.0 1504.1
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING FROZEN COMPOSITION
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 10.35382 %FUEL= 8.807607 R,EQ.RATIO= 1.296393 PHI,EQ.RATIO= 1.300000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8104 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7526 1.0132
T, K 2394.48 2117.57 1604.15
RHO, KG/CU M 9.4861-1 5.9249-1 2.1118-1
H, KJ/KG 247.48 -152.59 -877.29
U, KJ/KG -468.71 -785.96 -1357.09
G, KJ/KG -21906.7 -19744.7 -15719.2
S, KJ/(KG)(K) 9.2522 9.2522 9.2522
M, (1/n) 27.798 27.798 27.798
Cp, KJ/(KG)(K) 1.4538 1.4350 1.3835
GAMMAs 1.2590 1.2633 1.2758
SON VEL,M/SEC 949.6 894.5 782.4
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.917
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6733
CSTAR, M/SEC 1281.9 1281.9
CF 0.6978 1.1700
Ivac, M/SEC 1602.6 1819.7
Isp, M/SEC 894.5 1499.8
132
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 9.61426 %FUEL= 9.421286 R,EQ.RATIO= 1.394871 PHI,EQ.RATIO= 1.400000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8095 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7546 1.0132
T, K 2320.06 2056.58 1560.03
RHO, KG/CU M 9.6334-1 6.0088-1 2.1381-1
H, KJ/KG 244.48 -149.57 -865.12
U, KJ/KG -460.76 -774.41 -1339.01
G, KJ/KG -21373.5 -19312.5 -15401.2
S, KJ/(KG)(K) 9.3179 9.3179 9.3179
M, (1/n) 27.353 27.366 27.371
(dLV/dLP)t -1.00034 -1.00008 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0091 1.0024 1.0001
Cp, KJ/(KG)(K) 1.5432 1.4728 1.4189
GAMMAs 1.2504 1.2613 1.2725
SON VEL,M/SEC 939.1 887.8 776.5
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.918
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6748
CSTAR, M/SEC 1273.6 1273.6
CF 0.6970 1.1697
Ivac, M/SEC 1591.6 1807.8
Isp, M/SEC 887.8 1489.7
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING FROZEN COMPOSITION
133
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 9.61426 %FUEL= 9.421286 R,EQ.RATIO= 1.394871 PHI,EQ.RATIO= 1.400000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8132 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7469 1.0132
T, K 2320.06 2047.75 1545.51
RHO, KG/CU M 9.6334-1 6.0194-1 2.1568-1
H, KJ/KG 244.48 -150.12 -860.29
U, KJ/KG -460.76 -772.59 -1330.08
G, KJ/KG -21373.5 -19230.8 -15261.1
S, KJ/(KG)(K) 9.3179 9.3179 9.3179
M, (1/n) 27.353 27.353 27.353
Cp, KJ/(KG)(K) 1.4586 1.4387 1.3846
GAMMAs 1.2633 1.2679 1.2813
SON VEL,M/SEC 943.9 888.4 775.9
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.916
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6680
CSTAR, M/SEC 1270.5 1270.5
CF 0.6992 1.1700
Ivac, M/SEC 1589.1 1802.5
Isp, M/SEC 888.4 1486.5
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING EQUILIBRIUM
COMPOSITION DURING EXPANSION FROM INFINITE AREA COMBUSTOR
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
134
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 8.97331 %FUEL= 10.026760 R,EQ.RATIO= 1.493190 PHI,EQ.RATIO= 1.500000
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8125 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7484 1.0132
T, K 2245.54 1984.92 1501.04
RHO, KG/CU M 9.7961-1 6.1165-1 2.1866-1
H, KJ/KG 241.52 -146.52 -846.36
U, KJ/KG -452.00 -759.36 -1309.76
G, KJ/KG -20816.7 -18760.6 -14922.8
S, KJ/(KG)(K) 9.3778 9.3778 9.3778
M, (1/n) 26.921 26.930 26.933
(dLV/dLP)t -1.00022 -1.00005 -1.00000
(dLV/dLT)p 1.0057 1.0015 1.0000
Cp, KJ/(KG)(K) 1.5213 1.4717 1.4274
GAMMAs 1.2581 1.2664 1.2760
SON VEL,M/SEC 934.1 881.0 768.9
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.918
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6706
CSTAR, M/SEC 1260.8 1260.8
CF 0.6987 1.1699
Ivac, M/SEC 1576.6 1789.2
Isp, M/SEC 881.0 1475.0
THEORETICAL ROCKET PERFORMANCE ASSUMING FROZEN COMPOSITION
Pin = 98.5 PSIA
CASE = HTPBcea
REACTANT WT FRACTION ENERGY TEMP
(SEE NOTE) KJ/KG-MOL K
OXIDANT Air 1.0000000 8416.263 586.759
FUEL HTPB 0.9060000 17180.000 0.000
FUEL IPDI 0.0820000 -438440.000 0.000
FUEL DBP 0.0120000 -840138.000 0.000
O/F= 8.97331 %FUEL= 10.026760 R,EQ.RATIO= 1.493190 PHI,EQ.RATIO= 1.500000
135
CHAMBER THROAT EXIT
Pinf/P 1.0000 1.8160 6.7050
P, BAR 6.7938 3.7411 1.0132
T, K 2245.54 1978.09 1487.41
RHO, KG/CU M 9.7961-1 6.1236-1 2.2057-1
H, KJ/KG 241.52 -147.17 -842.15
U, KJ/KG -452.00 -758.09 -1301.52
G, KJ/KG -20816.7 -18697.3 -14790.7
S, KJ/(KG)(K) 9.3778 9.3778 9.3778
M, (1/n) 26.921 26.921 26.921
Cp, KJ/(KG)(K) 1.4634 1.4423 1.3855
GAMMAs 1.2675 1.2725 1.2868
SON VEL,M/SEC 937.6 881.7 768.9
MACH NUMBER 0.000 1.000 1.915
PERFORMANCE PARAMETERS
Ae/At 1.0000 1.6627
CSTAR, M/SEC 1258.3 1258.3
CF 0.7007 1.1700
Ivac, M/SEC 1574.6 1784.2
Isp, M/SEC 881.7 1472.2
136
137
APÊNDICE B
FIGURA B.1- Curva característica da válvula reguladora de pressão do ar
138
139
APÊNDICE C
Desenhos das partes aperfeiçoadas do sistema
FIGURA C.1 - Esquema do sistema gerador de ar viciado / estato-reator
140
FIGURA C.2 – Módulo combustor
141
FIGURA C.3 – Módulo combustor
142
FIGURA C.4 – Placa adaptadora
143
FIGURA C.5 – União Aquecedor/Estato-reator
144
FIGURA C.6 – Placa adaptadora
145
FIGURA C.7 – Estojo do grão
146
FIGURA C.8 – Câmara de mistura intermediária
147
FIGURA C.9 – Estojo do grão
148
FIGURA C.10 – Câmara de mistura posterior
149
FIGURA C.11 – Câmara de mistura posterior
150
FIGURA C.12 – Tubeira de ar frio
151
FIGURA C.13 – Tubeira de ar quente
152
153
APÊNDICE D
TABELA D.1– Lista de materiais Equipamento de teste estático de estato-reatores
Ref. Localização Descrição Qtd Material 01 Vela de ignição para moto 01
02
Ignição do Aquecedor
Sistema eletrônico de
centelhamento
01
03 União aquecedor estato-
reator
União aquecedor estato-reator 01 Desenho nº ER-07
04 Placa adaptadora
aquecedor/câmara de combustão
01 Desenho nº ER03-98
05 Envelope do grão 01 Desenho nº ER08-A1 e
ER08-A3
06 Câmara de mistura intermediária 01 Desenho nº ER08-A2
07
Câmara de combustão
Câmara de mistura posterior 01 Desenho nº ER08-A4 e
ER08-A5
08 Tubeira do ar quente 01 Desenho nº ER-11
09 Válvula reguladora de pressão
(ar)
01 S.A. White Martins R-
102
10 Válvula reguladora de pressão
(O2)
01 Air Liquide 46434
11 Válvula reguladora de pressão
(H2)
01 Air Liquide 46434
12 Válvula reguladora de pressão
(N2)
01 Air Liquide 46434
13 Válvula solenóide (O2) 01 Parker
cód.20BF05DNYTE8-
Função F
14 Válvula solenóide (H2) 01 Parker
cód.20BF05DNYTE8-
Função F
15 Válvula solenóide (N2) 01 Parker
cód.20BF05DNYTE8-
Função F
16 Mangueira (ar) 01 Togawa MF 12
8030300037
17 Mangueira (O2) 01 Afa Pneumático 6,4 mm
PT 500 Psi
18 Mangueira (H2) 01 Afa Pneumático 6,4 mm
PT 500 Psi
19 Mangueira (N2) 01 Afa Pneumático 6,4 mm
PT 500 Psi
20 Cilindro de O2 01 V = 10 m3
21 Cilindro de H2 01 V = 10 m3
22 Cilindro de N2 01 V = 10 m3
23 Cilindro de ar 01 V = 10 m3
24 Transdutor de pressão do tipo
“Strain-gage”
03
25
Termopar do tipo K 01
154
155
APÊNDICE E
TABELA E.1– Procedimentos para a execução dos ensaios Procedimentos de execução de testes de estato-reatores
Operação Detalhes de operação Fatores de segurança
1-Medições
prévias
A - Medir a temperatura de parede dos cilindros de
ar, O2, H2.
B - Medir a temperatura ambiente.
C - Medir a pressão atmosférica local.
2- Verificação do
equipamento
A - Acionar O2, verificando através de ruído
provocado o seu funcionamento.
A.1- Repetir o processo acima para o ar, H2, N2.
B - Acionar a ignição do aquecedor, verificando
através de ruído o seu funcionamento.
Abrir os registros dos
cilindros.
Somente o auxiliar fica na
frente dos cilindros.
3- Procedimentos
pré-teste
A - Liberar COMPLETAMENTE o registro do
cilindro de ar.
A.1- Verificar a regulagem da válvula reguladora de
pressão até a obtenção do valor desejado, indicado
no manômetro (P0H2= 18 bar).
B - Repetir os itens A e A.1 para o O2 (P0O2= 14
bar). C - Repetir os itens A e A.1 para o Ar (P0ar= 15 bar).
D – Repetir os itens A e A.1 para o N2 (P0N2= 20
bar).
Certificar se há algum
vazamento, em caso
positivo, fechar todos os
registros e providenciar o
reparo da válvula danificada.
4- Teste
A - Acionar o O2.
B – Acionar a ignição eletrônica do aquecedor.
C - Acionar o H2.
D – Quando a temperatura do aquecedor for maior
que 500ºC, acionar o ar, cronometrando o tempo de
teste a partir desse ponto.
E - Após 15 s, interromper H2, ignição, O2, ar e
acionar imediatamente o N2 por 10 s
aproximadamente.
Não permitir aproximação
do equipamento.
Acionar sirene de aviso do
teste.
5- Pós-teste
A - Fechar o registro do H2 e zerar calibração da
válvula reguladora.
B - Repetir o item A para o O2, ar, N2.
C - Permitir a aproximação do pessoal.
Somente o auxiliar deve
proceder as instruções ao
lado.
6- Inspeção
A- Limpar a câmara de combustão.
B - Após 4 testes o aquecedor deve ser aberto para
inspeção dos furos de injeções de H2.
C- Escoar água formada.
156
